WO2018067028A1 - Винтокрылый летательный аппарат - Google Patents

Винтокрылый летательный аппарат Download PDF

Info

Publication number
WO2018067028A1
WO2018067028A1 PCT/RU2016/000672 RU2016000672W WO2018067028A1 WO 2018067028 A1 WO2018067028 A1 WO 2018067028A1 RU 2016000672 W RU2016000672 W RU 2016000672W WO 2018067028 A1 WO2018067028 A1 WO 2018067028A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
engine
fuselage
helicopter
attached
rotor
Prior art date
Application number
PCT/RU2016/000672
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Original Assignee
Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ filed Critical Валерий Туркубеевич ПЧЕНТЛЕШЕВ
Priority to PCT/RU2016/000672 priority Critical patent/WO2018067028A1/ru
Publication of WO2018067028A1 publication Critical patent/WO2018067028A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/06—Helicopters with single rotor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/82—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto characterised by the provision of an auxiliary rotor or fluid-jet device for counter-balancing lifting rotor torque or changing direction of rotorcraft

Definitions

  • the invention relates to rotary-wing aircraft (LA) and relates in particular to helicopters.
  • the helicopter despite its widespread use in many sectors of the national economy, finds limited use as a passenger vehicle.
  • the level of comfort for passengers is adversely affected by the vibration of the fuselage generated by the rotor blades (HB) during the translational flight of the helicopter.
  • DHA Dynamic vibration dampers located on the HB sleeve or HB blades. DHA is widely used in serial helicopters.
  • DHA an increase in the take-off weight of the helicopter.
  • the weight of the inertial vibration dampers of a helicopter of the longitudinal circuit CH-47C of the American company Boeing-Vertol is 2.6% of the take-off weight of the helicopter (Tishchenko MN and other Helicopters. Choice of parameters for design. M: Engineering, 1978 , p.120, [2]).
  • the American company Bell in its helicopters with two-bladed HB, uses the suspension of the main gearbox (GR) to the fuselage by means of a “nodal beam”, which provides isolation of the fuselage in a certain range of vibration frequencies. This allows you to reduce the vibration level in the helicopter.
  • GR main gearbox
  • the design weight of this system can be 6% of the take-off weight of the helicopter (Mikheev R.A., Skulkov D.D. Vibrations of the helicopter and means of damping them. M: MAI, 1993. p.32, [3 ]).
  • the GR and the engine are attached to the fuselage independently of each other.
  • the GR is connected to the engine and the RV by a mechanical transmission (by means of transmission shafts and couplings).
  • each turboshaft engine (TVD) located in front of the GR is mounted with its front and rear supports to the ceiling panel of the fuselage (Dalin V.N., Kurochkin F.P. Design of helicopter assemblies. M: MAI, 1984. p.186 + 187, Fig.7.7, [4]).
  • the Soviet twin-engine helicopter Mi-8 single-rotor scheme is known ([4], p. 189 + 190, Fig. 7.12), in which each theater, located in front of the GR, has three supports. Two front engine mounts are attached to the fuselage ceiling panel. The third (rear) engine mount, made in the form of a ball mount, is attached directly to the GR housing. GR is attached to the fuselage by means of a pre-gear truss. Thus, in the Mi-8 helicopter, each engine is partially attached directly to the fuselage, and partially attached directly to the body of the GR.
  • helicopters air intake into the engine is not carried out directly from the surrounding atmosphere, but from under the hood space in which the engine and the main engine are mounted. These helicopters have an air intake in the front part of the hood that is not structurally connected to the engine air intake through which air from the atmosphere enters the engine compartment.
  • German-Japanese helicopter B -1 17 is known, in which air from the surrounding atmosphere enters the engine compartment through side air intakes. Under the hood, a GR and two engines are installed. Engines take air from under the hood space from a common filter manifold.
  • the objective of the invention is to eliminate the disadvantage of the prototype.
  • the invention in one of the possible variants of its implementation, in the variant of a single-rotor helicopter with tail rotor, has the following essential features common with the prototype: a single-rotor rotorcraft, has a fuselage, a main rotor, at least one engine, a tail boom .
  • the aforementioned main rotor, engine and tail boom constitute a separate module part, which is attached to the above-mentioned fuselage by means of an elastic suspension.
  • the embodiment of the rotor, engine and tail boom as a separate module for any helicopter flight mode, adopted in the claimed invention, does not lead to disruption of the normal operation of the transmission connecting the engine and the main gearbox, main gearbox and tail rotor.
  • attaching the aforementioned separate part of the module to the fuselage by means of an elastic suspension allows to radically reduce the level of vibration of the helicopter fuselage (in the passenger cabin) to any desired level, which increases the level of comfort for passengers to the level characteristic of passenger aircraft, and extends the life of equipment housed in the fuselage.
  • Figure 1 shows the claimed invention in a variant of a helicopter single-rotor circuit with RV.
  • FIG. 1 is indicated: 1 - fuselage; 2 - GR; 3 - TVD; 4 - tail boom; 5 - HB shaft; 6 - HB sleeve; 7 and 8 - blades HB; 9 - PB; 10 - hood fixedly attached to GR 2; 1 1 - adapter adapter (flexible guard); 12 and 13 - rods of a motor farm; 14 and 15 - elastic suspension (shock absorbers); 16 - nozzle of the fuel assembly 3.
  • FIG. 2 shows an embodiment of the claimed invention, which differs from that shown in FIG. 1 in that it has a hood 10 fixedly attached to the fuselage 1.
  • FIG. 2 it is indicated: 17 - air intake of the theater 3; 18 - hood intake 10.
  • the remaining designations are the same as in FIG. 1.
  • FIG. 3 shows an embodiment of the claimed invention, different from that shown in FIG. 2 in that it has two turboprop engines 19 and 20 (only engine 19 is shown in the figure) attached to the tail boom 4 to the left and right of the axis of symmetry of the helicopter.
  • the remaining designations are the same as in FIG. 2.
  • the inventive helicopter in one of its possible versions (FIG. 1), is made according to a single-rotor scheme with a mechanical drive of the rotor and with a tail rotor.
  • the inventive helicopter has, the fuselage 1, the main gearbox 2, attached (resiliently) to the fuselage 1 by means of an elastic suspension 14 and 15 (shock absorbers, the task of which is to absorb and dissipate the energy of vibrations coming from the blades rotor 7 and 8 to the fuselage D).
  • the engine 3 is connected to the main gear 2 by means of a transmission (for example, by means of a shaft with couplings - not shown in FIG.
  • the rear support of the engine 3 is directly attached to the body of the main gearbox 2 (for example, as is the case with the above Soviet Mi-8 helicopter), and the front supports of the engine 3 are attached to the body of the main gearbox 2 via rods 12 and 13 of the truss (for example, as in well-known aircraft, turboprop engines are attached to the wing of the aircraft).
  • a tail boom 4 attached (rigidly) to the housing of the main gearbox 2 (in any suitable way, for example, by means of a flange connection).
  • the main gearbox 2 has a rotor shaft 5 to which a rotor bush 6 is attached (for example, as is the case with the known single-rotor helicopters with a tail rotor).
  • the rotor blades 7 and 8 are attached to the rotor hub 6 (the rotor can have any suitable number of blades).
  • a tail rotor 9 is fixed at the end of the tail boom 4 (the tail rotor can have any acceptable number of blades).
  • the steering screw 9 is connected to the main gearbox 2 by means of a transmission (for example, by means of shafts with couplings - not shown in FIG. 1), which is mounted on the tail boom 4.
  • the main gearbox 2 and engine 3 with the rods of the motor truss 12 and 13 are installed in the hood 10 , which is fixedly attached (rigidly) to the body of the main gear 2.
  • an adapter 1 1 (a flexible guard installed in the gap between the fuselage 1 and the hood 10), made in the form of a bellows (as one of the possible versions ny).
  • One end of the adapter adapter 1 1 is fixedly attached (rigidly) to the hood 10, and the other end, due to the elasticity of the adapter adapter 1 1, is pressed against the upper surface of the fuselage 1 (but it can also be rigidly attached to the surface of the fuselage1).
  • the zaliz adapter 1 1 (for example, made of a thin metal sheet - but can be made of any other acceptable material), on the one hand, accepts all aerodynamic loads acting on it in flight, and at the same time retains the required shape, on the other hand it is deformed by the mutual displacements of the fuselage 1 and the main gearbox 2 (with the hood 10), while not collapsing.
  • the inventive helicopter consists of two modules, interconnected by means of an elastic suspension 14 and 15 (by means of shock absorbers 14 and 15).
  • the first module is the fuselage 1 with the crew, passengers and equipment placed in it.
  • the second module is all other helicopter units (GR 2, TVD 3, tail boom 4, HB 5 shaft, HB 6 hub, HB 7 and 8 blades, PB 9 with its transmission, hood 10, etc.) shown in FIG. 1.
  • the inventive helicopter has an electrodistribution control system.
  • the control electric signals from the fuselage 1 to the GR 2 are transmitted by wires, for example, made in the region of the elastic suspension (shock absorbers) 14 and 15 in the form of a spring.
  • the fuel from the fuselage fuel tanks (not shown in FIG. 1) to the theater of operations 3, in the area between the fuselage 1 and the GR 2, is transmitted via flexible rubber hoses (or metal coarse), for example, made in the region of the elastic suspension (shock absorbers ) 14 and 15 in the form of a spring.
  • Heat exchangers and other units (not shown in FIG. 1) required for operation of the theater of operations 3 and GR 2 are attached to the housing of GR 2 (but can O 2018/067028
  • the theater 3 heat exchanger can be attached to the fuselage 1, and the oil lines connecting the theater 3 and the heat exchanger in the area between the fuselage 1 and the GR 2 are made in the form of flexible rubber hoses (or metal pipes), for example, made in the region of elastic suspension (shock absorbers) 14 and 15 in the form of a spring).
  • the TVD 3 takes air through its air intake directly from the surrounding atmosphere.
  • the rigid fastening of the theater of defense 3 adopted directly in the inventive helicopter directly to the GR 2 body in any flight modes of the helicopter does not cause large displacements of the theater 3 and GR 2 relative to each other, which does not interfere with the normal operation of the transmission connecting the theater 3 and GR 2.
  • the rigid fastening of the tail boom 4 adopted in the inventive helicopter directly to the GR 2 body at any helicopter flight mode does not lead to a disruption in the normal operation of the transmission connecting GR 2 and PB 9.
  • Control signals can also be transmitted via an optical cable (or in any other suitable way).
  • the movements of the GR 2 (and, therefore, the theater 3) and the fuselage 1 relative to each other do not affect the normal operation of the fuel system of the theater 3, since it is fuel from the fuselage fuel tanks to the theater 3, in the area between the fuselage 1 and the GR 2 is transmitted by means of flexible rubber hoses (or by means of metal pipelines) made in the region of the elastic suspension 14 and 15 in the form of a spring, which can be extended and shortened.
  • the displacement of the GR 2 and the fuselage 1 relative to each other does not lead to a disruption in the normal operation of any of the helicopter systems.
  • the zaliz adapter 1 1 in all flight modes of the inventive helicopter perceives external aerodynamic loads from the incoming air flow, maintaining its desired shape. At the same time, with mutual movements of the fuselage 1 and the GR 2 relative to each other, the liz adapter 11 is deformed (without destruction), retaining its desired shape.
  • the rigid fastening of the theater of operations 3 to the GR 2 hull used in the claimed invention does not present any technical difficulties, as well-known helicopters (for example, the aforementioned Soviet Mi-8 helicopter) have a load that is ten or more times larger in weight (the fuselage with all units and systems, including engines), compared with a theater of operations 3.
  • helicopters for example, the aforementioned Soviet Mi-8 helicopter
  • the housing of the GR 2 must have in advance units for attaching the theater of operations 3 (as in the case of well-known helicopters in the housing of the GR there are units in advance for to replication to it of the fuselage).
  • FIG. 2 An embodiment of the claimed invention (FIG. 2) is possible, which differs from the embodiment shown in FIG. 1 in that it has a hood 10 fixedly attached (rigidly) to the fuselage 1. Moreover, between the construction of the theater 3, GR 2 and the tail boom 4 on the one hand, and the construction of the hood 10 and the fuselage 1 on the other hand, there are gaps of the required size. In the front part of the hood 10 there is an air intake 18. The air intake 17 of the engine 3 is not structurally connected to the above-mentioned air intake 18 of the hood 10. Between the shaft HB 5 (including the swash plate - not shown in FIG. 2) and the design of the hood 10 there are gaps required quantities.
  • the rigid fastening of the theater of operations 3 and tail boom 4 directly to the hull of GR 2 adopted in the inventive helicopter does not cause large displacements of the theater of war 3 and tail boom 4 relative to the GR 2 in any flight mode, which does not lead to disruption of the normal operation of the transmission connecting the theater 3 and PB 9 with GR 2.
  • the gaps between the structure of the theater 3, the tail boom 4 and the GR 2 on the one hand, and the structure of the hood 10 (which is rigidly attached to the fuselage 1 of the helicopter) and the fuselage 1 on the other hand, have such a value that with their mutual movement (in all modes according to ETA claimed the helicopter) they do not touch each other.
  • FIG. 3 An embodiment of the inventive helicopter (FIG. 3) is possible, which differs from that shown in FIGS. 1 and 2 in that it has two engines 19 and 20 (for example, two turboprop engines - only left engine 19 is shown in FIG. 3) attached to the tail boom 4 next to each other (a variant is possible when two engines are attached to the tail boom one after another - that is, two engines are placed in the tail boom one after the other). But there may be one or more of two engines attached to the tail boom.
  • two engines 19 and 20 for example, two turboprop engines - only left engine 19 is shown in FIG. 3
  • An embodiment of the inventive helicopter is possible, which differs from that shown in FIG. 1-KZ in that it has one engine attached directly to the housing of the GR (for example, in front of the GR - as shown in FIGS. 1 and 2), and the other engine is attached to the tail beam (for example, placed in the tail boom).
  • the inventive helicopter made by a single-rotor scheme, can be performed: with a tail rotor (as discussed above); with phenestrone; according to the NOTAR scheme (for example, as with the well-known American helicopter MD-520N); and etc.
  • the claimed invention can be performed both with a mechanical drive of HB (as in the above options), and with another drive of HB, for example, reactive.
  • HB mechanical drive
  • HB for example, reactive
  • an engine a gas generator supplying jet nozzles located at the ends of the HB blades with working gas.
  • This unit itself is attached to the fuselage through the above elastic suspension.
  • the claimed invention may have any acceptable number of engines of any type: theater; reciprocating internal combustion engines; electric motors; a combination of the above engine types; etc.
  • Engines can be located in any suitable place in relation to GR (front, back, left, right, etc.).
  • the engine can be rigidly attached to the housing of the GR in any suitable way: by means of a truss (as discussed above); by means of a beam; etc.
  • the engine is mounted on the tail boom (i.e., in this case, the engine is rigidly attached to the body of the GR by means of the tail beam, which is rigidly attached to the body of the GR).
  • the engine can be rigidly attached to the GR housing either directly or through other parts (in particular, through the tail boom).
  • the GR can be attached to the fuselage using an elastic suspension (shock absorbers) any acceptable type: liquid-gas; rubber; spring; a combination of the above; and etc.
  • An embodiment of the claimed invention is possible when its engine (with all its bearings) is rigidly attached to the body of the GR, and the GR itself is rigidly attached to the fuselage.
  • the vibrations of the fuselage cannot be reduced, but such a technical solution may present some operational advantages.
  • the aforementioned separate part-module can be attached to the fuselage with any acceptable number of supports (shock absorbers): three supports; four pillars; and etc.
  • the inventive helicopter may not have a fuselage as such - it has a gondola for a payload.
  • an embodiment of the claimed invention is possible, which differs from those discussed above in that it does not have GR as such.
  • the motor shaft is directly connected to the HB shaft, ceteris paribus.
  • the engine is attached to the fuselage by means of an elastic suspension (shock absorbers).
  • a separate module part including the fuselage with equipment, a passenger cabin and a crew cabin
  • another separate module part including a GR, engine (or engines), tail boom, HB shaft, HB sleeve, HB blades, RV blades with its transmission, etc.
  • the invention can be used as a rotorcraft of any suitable type, both manned (eg, passenger) and unmanned.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Vibration Prevention Devices (AREA)

Abstract

Заявляемое изобретение имеет отношение к винтокрылым летательным аппаратам и касается в частности вертолетов одновинтовой схемы. В одном из возможных вариантов своего исполнения заявляемый вертолет имеет, фюзеляж, хвостовую балку, рулевой винт, прикрепленный к хвостовой балке, один несущий винт, один двигатель, главный редуктор. Двигатель всеми своими опорами жестко прикреплен к корпусу главного редуктора. Хвостовая балка жестко прикреплена к корпусу главного редуктора. Несущий винт, двигатель, главный редуктор и хвостовая балка представляют собой отдельный модуль, прикрепленный к фюзеляжу посредством упругой подвески жидкостно-газового или пружинного типа. В качестве двигателя может быть использован турбовальный двигатель. Двигатель может быть прикреплен к хвостовой балке. ВКЛА может быть выполнен с двумя двигателями. Достигается снижение вибраций в фюзеляже и повышение комфорта для пассажиров.

Description

О П И С А Н И Е И З О Б Р Е Т Е Н И Я
Винтокрылый летательный аппарат Область техники
Изобретение имеет отношение к винтокрылым летательным аппаратам (В ЛА) и касается в частности вертолетов.
Предшествующий уровень техники
Вертолет, несмотря на его широкое использование во многих отраслях народного хозяйства, в качестве пассажирского транспортного средства находит ограниченное применение.
Это связано с тем, что вертолет значительно уступает самолету по уровню эксплуатационных расходов, а также по уровню комфорта для пассажиров.
На уровень комфорта для пассажиров отрицательно влияет вибрация фюзеляжа, генерируемая лопастями несущего винта (НВ) при поступа- тельном полете вертолета.
По данным американской фирмы Сикорский примерно 50% отказов систем и оборудования вертолета наступает из-за высокого уровня виб- раций (Исследования по уменьшению вибрации вертолета. Обзоры. М.: ЦАГИ, 1984, JY«632, c.l, [ 1 ]).
Существуют следующие способы уменьшения вибраций на вертолете. Первый. Динамические гасители колебаний (ДГК), размещенные на втулке НВ или лопастях НВ. ДГК достаточно широко используются на серийных вертолетах.
Недостаток ДГК: увеличение взлетного веса вертолета.
Например, на вертолете СН-3 американской фирмы Сикорский вес вертолета при установке ДГК увеличился на 0,6% ([1], с.4).
Второй. Искусственное возбуждение сил, противодействующих внеш- ним гармоническим нагрузкам, в результате чего подавляются колеба- ния соответствующей частоты.
Недостатки такого способа снижения вибраций вертолета: сложность такой системы, так как для управления внешним гармоническим нагруз- кам необходима специальная адаптационная система, следящая за изме- нением условий полета и контролирующая уровень противодействую- щих сил; значительное увеличение взлетного веса вертолета.
Например, вес инерционных виброгасителей у вертолета продольной схемы СН-47С американской фирмы Боинг-Вертол составляет 2,6 % от взлетного веса вертолета (Тищенко М.Н. и др. Вертолеты. Выбор пара- метров при проектировании. М.: Машиностроение, 1978, с.120, [2]).
Третий. Американская фирма Белл на своих вертолетах с двухлопаст- ными НВ использует подвеску главного редуктора (ГР) к фюзеляжу по- средством «узловой балки», которая обеспечивает изоляцию фюзеляжа в определенном диапазоне частот колебаний. Это позволяет уменьшить уровень вибраций на вертолете.
Недостаток такого решения: вес конструкции этой системы может со- ставлять 6% от взлетного веса вертолета (Михеев Р.А., Скулков Д.Д. Вибрации вертолета и средства их гашения. М.: МАИ, 1993. с.32, [3]).
Четвертый. Изоляция фюзеляжа от вибраций НВ путем установки ГР на упругой опоре, в результате чего вибрации, вызванные колебанием лопастей HB, передаются на фюзеляж лишь частично, чем и осуществ- ляется защита от вибрации всех объектов, находящихся внутри фюзеля- жа (экипажа, пассажиров, приборов и др.).
Недостаток такого решения. С уменьшение жесткости связи НВ и фю- зеляжа, силы, действующие на фюзеляж, уменьшаются. Однако, при ма- лой жесткости этой связи воздействие больших сил на втулку НВ (на- пример, при маневрах с перегрузкой >1) вызывают большие перемеще- ния ГР относительно фюзеляжа, что может привести к нарушению нор- мальной работы трансмиссии и системы управления. Поэтому, такие решения приемлемы в ограниченных пределах.
У известных вертолетов, например, одновинтовой схемы с механиче- ским приводом НВ и рулевым винтом (РВ), ГР и двигатель крепятся к фюзеляжу независимо друг от друга. При этом, ГР соединен с двигате- лем и РВ механической трансмиссией (посредством трансмиссионных валов и муфт).
Например, у известного советского двухдвигательного вертолета од- новинтовой схемы Ми-6 каждый турбовальный двигатель (ТВД), распо- ложенный спереди от ГР, крепится своими передним и задним опорами к потолочной панели фюзеляжа (Далин В.Н., Курочкин Ф.П. Конструи- рование агрегатов вертолета. М: МАИ, 1984. с.186+187, рис.7.7, [4]).
Известен советский двухдвигательный вертолет одновинтовой схемы Ми-8 ([4], с.189+190, рис.7.12), у которого каждый ТВД, расположенный спереди от ГР, имеет три опоры. Двумя передними опорами двигатель крепится к потолочной панели фюзеляжа. Третья (задняя) опора двига- теля, выполненная в виде шаровой опоры, крепится непосредственно к корпусу ГР. ГР прикреплен к фюзеляжу посредством подредукторной фермы. Таким образом, у вертолета Ми-8 каждый двигатель частично крепится непосредственно к фюзеляжу, а частично крепится непосред- ственно к корпусу ГР.
У некоторых известных вертолетов забор воздуха в двигатель осуще- ствляется не непосредственно из окружающей атмосферы, а из под ка- потного пространства, в котором установлен двигатель и ГР. У этих вер- толетов в передней части капота имеется воздухозаборник, конструк- тивно не связанный с воздухозаборником двигателя, через который воз- дух из атмосферы поступает в подкапотное пространство.
Например, из (Шунков В.Н. Боевые вертолеты. Минск.: Харвест, 1998, с.139, [5]) известен германо-японский вертолет В -1 17, у которого воз- дух из окружающей атмосферы поступает в подкапотное пространство через боковые воздухозаборники. Под капотом установлены ГР и два двигателя. Двигатели забирают воздух из под капотного пространства из общего коллектора с фильтром.
Из (Ружицкий Е.И. Зарубежные вертолеты, М.: Астрель, с.235, [6]) из- вестен американский вертолет MD-520N, у которого воздухозаборник двигателя размещен в обтекателе за валом НВ и закрыт сеткой.
Наиболее близким к заявляемому изобретению является вышеуказан- ный советский вертолет одновинтовой схемы Ми-8.
Недостаток прототипа: по уровню комфорта для пассажиров он не имеет преимуществ перед другими известными вертолетами.
Раскрытие изобретения
Задачей заявляемого изобретения является устранение недостатка про- тотипа.
Очевидно, если такая задача может быть решена, то это "неочевидное" решение для специалиста, сведущего в соответствующей области техни- ки, поскольку у прототипа и у других известных аналогов она не реше- на.
Заявляемое изобретение, в одном из возможных вариантов его испол- нения, в варианте одновинтового вертолета с рулевым винтом, имеет следующие общие с прототипом существенные признаки: винтокрылый летательный аппарат одновинтовой схемы, имеет, фюзеляж, несущий винт, по меньшей мере один двигатель, хвостовую балку.
Отличительными от прототипа существенными признаками являются: вышеуказанные несущий винт, двигатель и хвостовая балка представ- ляют собой отдельную часть-модуль, которая прикреплена к вышеука- занному фюзеляжу посредством упругой подвески.
Принятое в заявляемом изобретении выполнение несущего винта, дви- гателя и хвостовой балки в виде отдельной части-модуля на любых ре- жимах полета вертолета не приводит к нарушению нормальной работы трансмиссии, соединяющей двигатель и главный редуктор, главный ре- дуктор и рулевой винт. С другой стороны, крепление вышеуказанной отдельной части-модуля к фюзеляжу посредством упругой подвески по- зволяет радикально уменьшить уровень вибраций фюзеляжа вертолета (в пассажирской кабине) до любого требуемого уровня, что повышает уровень комфорта для пассажиров до уровня, свойственного пассажир- ским самолетам, и увеличивает срок службы оборудования, размещен- ного в фюзеляже. При этом, между конструкциями вышеуказанной от- дельной части-модуля с одной стороны, и конструкцией фюзеляжа с другой стороны, имеются зазоры требуемой величины (чтобы вышеука- занные конструкции на любых режимах полета вертолета не задевали друг за друга). Краткое описание фигур чертежей
На ФИГ.1 показано заявляемое изобретение в варианте вертолета одновинтовой схемы с РВ. На ФИГ.1 обозначено: 1 - фюзеляж; 2 - ГР; 3 - ТВД; 4 - хвостовая балка; 5 - вал НВ ; 6 - втулка НВ; 7 и 8 - лопасти НВ; 9 - РВ; 10 - капот, неподвижно прикрепленный к ГР 2; 1 1 - зализ-адаптер (гибкое ограждение); 12 и 13 - стержни двигательной фермы; 14 и 15 - упругая подвеска (амор- тизаторы); 16 - сопло ТВД 3.
На ФИГ.2 показан вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ.1 тем, что у него капот 10 не- подвижно прикреплен к фюзеляжу 1. На ФИГ.2 обозначено: 17 - воз- духозаборник ТВД 3; 18 - воздухозаборник капота 10. Остальные обозначения те же, что и на ФИГ.1.
На ФИГ.З показан вариант исполнения заявляемого изобретения, отличающийся от показанного на ФИГ.2 тем, что у него два ТВД 19 и 20 (на фигуре показан только двигатель 19) прикреплены к хвостовой балке 4 слева и справа от оси симметрии вертолета. Остальные обо- значения те же, что и на ФИГ.2.
Варианты осуществление изобретения
Заявляемый вертолет, в одном из возможных вариантов его исполне- ния (ФИГ.1), выполнен по одновинтовой схеме с механическим приво- дом несущего винта и с рулевым винтом. Заявляемый вертолет имеет, фюзеляж 1 , главный редуктор 2, прикрепленный (упруго) к фюзеляжу 1 посредством упругой подвески 14 и 15 (амортизаторов, задача которых поглощение и рассеивание энергии колебаний, идущих от лопастей несущего винта 7 и 8 к фюзеляжу Г). Имеется один турбовальный дви- гатель 3 с соплом 16, прикрепленный (жестко) всеми своими опорами спереди к корпусу главного редуктора 2. Двигатель 3 соединен с глав- ным редуктором 2 посредством трансмиссии (например, посредством вала с муфтами - на ФИГ.1 не показаны),. При этом, задняя опора двига- теля 3 непосредственно прикреплена к корпусу главного редуктора 2 (например, как это имеет место у вышеуказанного советского вертолета Ми-8), а передние опоры двигателя 3 прикреплены к корпусу главного редуктора 2 посредством стержней 12 и 13 фермы (например, как у из- вестных самолетов турбовинтовые двигатели крепятся к крылу самоле- та). Имеется хвостовая балка 4, прикрепленная (жестко) к корпу- су главного редуктора 2 (любым приемлемым образом, например, посредством фланцевого соединения). Главный редуктор 2 имеет вал несущего винта 5, к которому прикреплена втулка несущего винта 6 (на- пример, как это имеет место у известных вертолетов одновинтовой схе- мы с рулевым винтом). К втулке несущего винта 6 прикреплены лопасти несущего винта 7 и 8 (несущий винт может иметь любое приемлемое количество лопастей). На конце хвостовой балки 4 закреплен рулевой винт 9 (рулевой винт может иметь любое приемлемое количество лопа- стей). Рулевой винт 9 соединен с главным редуктором 2 посредством трансмиссии (например, посредством валов с муфтами - на ФИГ.1 не показаны), которая закреплена на хвостовой балке 4. Главный редуктор 2 и двигатель 3 со стержнями двигательной фермы 12 и 13 установлены в капоте 10, который неподвижно прикреплен (жестко) к корпусу глав- ного редуктора 2. Имеется зализ-адаптер 1 1 (гибкое ограждение, установленное в зазоре между фюзеляжем 1 и капотом 10), вы- полненное в виде сильфона (как один из возможных вариантов исполне- ния). Один конец зализа-адаптера 1 1 неподвижно прикреплен (жест- ко) к капоту 10, а другой конец за счет упругости зализа-адаптера 1 1 прижимается к верхней поверхности фюзеляжа 1 (но может и жестко крепится к поверхности фюзеляжа1 ). Зализ-адаптер 1 1 (например, выполненный из тонкого металлического листа - но может быть изготовлен и из любого иного приемлемого материала) с одной стороны воспринимает все действующие на него в полете аэродинами- ческие нагрузки, и при этом сохраняет требуемую форму, с другой с то- роны он деформируется при взаимных перемещениях фюзеляжа 1 и главного редуктора 2 (с капотом 10), при этом не разрушаясь.
Таким образом, заявляемый вертолет состоит из двух частей-модулей, соединенных между собой посредством упругой подвески 14 и 15 (по- средством амортизаторов 14 и 15). Первая часть-модуль - это фюзеляж 1 с размещенными в нем экипажем, пассажирами и оборудованием. Вто- рая часть-модуль - это все остальные агрегаты вертолета (ГР 2, ТВД 3, хвостовая балка 4, вал НВ 5, втулка НВ 6, лопасти НВ 7 и 8, РВ 9 с ею трансмиссией, капот 10, и др.), показанные на ФИГ.1.
Заявляемый вертолет имеет электродистакционную систему управле- ния. При этом, управляющие электрические сигналы с фюзеляжа 1 на ГР 2 (и далее к гидроцилиндрам системы управления вертолетом - на ФИГ.1 не показаны) передаются по проводам, например, выполненным в районе упругой подвески (амортизаторов) 14 и 15 в виде пружины. То- пливо из фюзеляжных топливных баков (на ФИГ.1 не показаны) к ТВД 3, на участке между фюзеляжем 1 и ГР 2, передается посредством гибких резиновых шлангов (или металлических груб), например, выпол- ненных в районе упругой подвески (амортизаторов) 14 и 15 в виде пру- жины. Теплообменники и иные агрегаты (на ФИГ.1 не показаны), необ- ходимые для работы ТВД 3 и ГР 2, крепятся к корпусу ГР 2 (но могут O 2018/067028
9
крепиться и к фюзеляжу 1 - например, теплообменник ТВД 3 может быть прикреплен к фюзеляжу 1, а масляные магистрали, соединяющие ТВД 3 и теплообменник на участке между фюзеляжем 1 и ГР 2, выпол- нены в виде гибких резиновых шлангов (или металлических труб), на- пример, выполненным в районе упругой подвески (амортизаторов) 14 и 15 в виде пружины).
Таким образом, на отдельную часть-модуль (включающую в себя, ГР 2, ТВД 3, хвостовую балку 4, вал НВ 5, втулку НВ 6, лопасти НВ 7 и 8, РВ 9 с его трансмиссией, капот 10, и др.), с фюзеляжа 1 передаются только управляющие электрические сигналы и топливо, а в обратном направлении - передаются электрические сигналы от датчиков, распо- ложенных на ТВД 3 и ГР 2.
Имеются также все остальные агрегаты и оборудование, необходимые для полета вертолета, которые не влияют на принципиальную возмож- ность реализации заявляемого изобретения, а поэтому, здесь не перечис- ляются.
На всех режимах полета заявляемого вертолета ТВД 3 забирает воздух через свой воздухозаборник непосредственно из окружающей атмосфе- ры. Принятое в заявляемом вертолете жесткое крепление ТВД 3 непо- средственно к корпусу ГР 2 на любых режимах полета вертолета не вы- зывает больших перемещений ТВД 3 и ГР 2 друг относительно друга, что не приводит к нарушению нормальной работы трансмиссии, соеди- няющей ТВД 3 и ГР 2. Принятое в заявляемом вертолете жесткое креп- ление хвостовой балки 4 непосредственно к корпусу ГР 2 на любых ре- жимах полета вертолета не приводит к нарушению нормальной работы трансмиссии, соединяющей ГР 2 и РВ 9. С другой стороны, за счет кре- пления ГР 2 (к которому посредством вала НВ 5 прикреплена втулка HB 6 с лопастями НВ 7 и 8) к фюзеляжу 1 посредством упругой подвес- ки 14 и 15 (амортизаторов 14 и 15), вибрации, генерируемые лопастями НВ 7 и 8 при поступательном полете заявляемого вертолета не переда- ются на фюзеляж 1 (фюзеляж виброизолирован от ГР 2). Это позволяет радикально уменьшить уровень вибраций фюзеляжа 1 (в том числе виб- рации в пассажирской кабине) до любого требуемого уровня (например, до уровня, свойственного известным легковым автомобилям), а также снизить усталостные напряжения в элементах конструкции фюзеляжа 1 и увеличить срок службы оборудования (электронного, радионавигаци- онного и др.), размещенного в фюзеляже 1. При этом, так как заявляе- мый вертолет имеет электродистанционную систему управления, то пе- ремещения ГР 2 и фюзеляжа 1 друг относительно друга не приводят к нарушению ее нормальной работы, так как управляющие электрические сигналы с фюзеляжа 1 на ГР2 (и далее к гидроцилиндрам системы управления) передаются по проводам, выполненным в районе упругой подвески 14 и 15 в виде пружины, которая может удлиняться и укорачи- ваться. Управляющие сигналы могут передаваться и по оптическому ка- белю (или любым иным приемлемым способом). Перемещения ГР 2 (а, следовательно, и ТВД 3) и фюзеляжа 1 друг относительно друга не влияют на нормальную работу топливной системы ТВД 3, так как топ- ливо из фюзеляжных топливных баков к ТВД 3, на участке между фюзе- ляжем 1 и ГР 2, передается посредством гибких резиновых шлангов (или посредством металлических трубопроводов), выполненных в районе уп- ругой подвески 14 и 15 в виде пружины, которая может удлиняться и укорачиваться. Таким образом, в заявляемом изобретении перемещения ГР 2 и фюзеляжа 1 друг относительно друга не приводят к нарушению нормальной работы ни одной из систем вертолета. Зализ-адаптер 1 1 на всех режимах полета заявляемого вертолета вос- принимает внешние аэродинамические нагрузки от набегающего потока воздуха, сохраняя свою требуемую форму. При этом, при взаимных пе- ремещениях фюзеляжа 1 и ГР 2 друг относительно друга, зализ-адаптер 11 деформируется (без разрушения), сохраняя свою требуемую форму.
Примененное в заявляемом изобретении жесткое крепление ТВД 3 к корпусу ГР 2 не представляет никаких технических трудностей, так как у известных вертолетов (например, у вышеуказанного советского вертолета Ми-8) к корпусу ГР крепится в десять и более раз больший по весу груз (фюзеляж со всеми агрегатами и системами, включая двигате- ли), по сравнению с ТВД 3. Разумеется, в заявляемом изобретении у корпуса ГР 2 заранее должны быть предусмотрены узлы для крепления к нему ТВД 3 (как у известных вертолетов у корпуса ГР заранее преду- смотрены узлы для крепления к нему фюзеляжа).
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения (ФИГ.2), от- личающийся от показанного на ФИГ.1 варианта тем, что у него капот 10 неподвижно прикреплен (жестко) к фюзеляжу 1. При этом, между кон- струкцией ТВД 3, ГР 2 и хвостовой балки 4 с одной стороны, и конст- рукцией капота 10 и фюзеляжа 1 с другой стороны, имеются зазоры тре- буемой величины. В передней части капота 10 имеется воздухозаборник 18. Воздухозаборник 17 двигателя 3 конструктивно не связан с выше- указанным воздухозаборником 18 капота 10. Между валом НВ 5 (вклю- чая автомат перекоса - на ФИГ.2 не показан) и конструкцией капота 10 имеются зазоры требуемой величины.
В таком варианте исполнения заявляемого вертолета на всех его ре- жимах полета воздух из окружающей атмосферы в подкапотное про- странство поступает через воздухозаборник 18 капота 10. ТВД 3 через свой воздухозаборник 17 непосредственно из под капотного пространст- ва (на входе в воздухозаборник 17 двигателя 3 установлена сетка, на- пример, как у вышеуказанного вертолета В -1 17) забирает часть возду- ха, поступившего через воздухозаборник 18 в подкапотное пространство (остальная часть воздуха, поступившего через воздухозаборник 18 в подкапотное пространство, через зазоры между хвостовой балкой 4 и капотом 10 выходит в окружающую атмосферу). Принятое в заявляемом вертолете жесткое крепление ТВД 3 и хвостовой балки 4 непосредст- венно к корпусу ГР 2 на любых режимах полета не вызывает больших перемещений ТВД 3 и хвостовой балки 4 относительно ГР 2, что не при- водит к нарушению нормальной работы трансмиссии, соединяющей ТВД 3 и РВ 9 с ГР 2. Зазоры между конструкцией ТВД 3, хвостовой бал- ки 4 и ГР 2 с одной стороны, и конструкцией капота 10 (который жестко прикреплен к фюзеляжу 1 вертолета) и фюзеляжа 1 с другой стороны, имеют такую величину, что при их взаимном перемещении (на всех ре- жимах полета заявляемого вертолета) они не касаются друг друга.
Возможен вариант исполнения заявляемого вертолета (ФИГ.З), отли- чающийся от показанных на ФИГ.1 и 2 тем, что у него два двигателя 19 и 20 (например, два ТВД - на ФИГ.З показан только левый двигатель 19) прикреплены к хвостовой балке 4 рядом друг с другом (возможен вари- ант, когда два двигателя прикреплены к хвостовой балке друг за другом - тоесть, два двигателя размещены в хвостовой балке друг за другом). Но может быть и один или более двух двигателей, прикрепленных к хвостовой балке.
Возможен вариант исполнения заявляемого вертолета, отличающийся от показанных на ФИГ.1 -КЗ тем, что у него один двигатель прикреплен непосредственно к корпусу ГР (например, спереди от ГР - как показано на ФИГ.1 и 2), а другой двигатель прикреплен к хвостовой балке (например, размещен в хвостовой балке).
Заявляемый вертолет, выполненный по одновинтовой схеме, может быть выполнен: с рулевым винтом (как рассмотрено выше); с фенестро- ном; по схеме NOTAR (например, как у известного американского вер- толета MD-520N); и др.
Заявляемое изобретение может быть выполнено как с механическим приводом НВ (как в рассмотренных выше вариантах), так и с иным при- водом НВ, например, реактивным. При этом, в последнем случае глав- ного редуктора как такового нет, но есть агрегат, к которому прикреплен вал НВ. К этому агрегату прикреплен (жестко) двигатель (газогенератор, снабжающий реактивные сопла, размещенные на концах лопастей НВ, рабочим газом). Сам этот агрегат прикреплен к фюзеляжу посредством вышеуказанной упругой подвески.
Заявляемое изобретение может иметь любое приемлемое количество двигателей любого типа: ТВД; поршневые двигатели внутреннего сго- рания; электрические двигатели; комбинация из вышеуказанных типов двигателей; и др. Двигатели могут располагаться в любом приемлемом месте по отношению к ГР (спереди, сзади, слева, справа, и др.).
В заявляемом изобретении двигатель может жестко крепиться к кор- пусу ГР любым приемлемым способом: посредством фермы (как рас- смотрено выше); посредством балки; и др. Например, возможен вариант, отличающийся от рассмотренного выше тем, что двигатель закреплен на хвостовой балке (тоесть, в этом случае двигатель жестко крепится к корпусу ГР посредством хвостовой балки, которая жестко прикреплена к корпусу ГР). Таким образом, двигатель может жестко крепится к корпу- су ГР или непосредственно или посредством других деталей (в частно- сти, посредством хвостовой балки). В заявляемом изобретении ГР может крепиться к фюзеляжу при помощи упругой подвески (амортизаторов) любого приемлемого типа: жидкостно-газовой; резиновой; пружинной; комбинацией из вышеуказанного; и др.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, когда у него двигатель (всеми своими опорами) жестко прикреплен к корпусу ГР, а сам ГР прикреплен к фюзеляжу жестко. Конечно, в этом случае вибра- ции фюзеляжа не удастся снизить, однако такое техническое решение может представлять некоторые эксплуатационные преимущества. На- пример, можно выполнить ГР и двигатель в качестве единой съемной части-модуля, что дает известные эксплуатационные преимущества.
В заявляемом изобретении вышеуказанная отдельная часть-модуль (включающая в себя, ГР, двигатель (или двигатели), хвостовую балку, вал НВ, втулку НВ, лопасти НВ, РВ с его трансмиссией, и др.) может крепиться к фюзеляжу любым приемлемым количеством опор (аморти- заторов): тремя опорами; четырьмя опорами; и др.
Заявляемый вертолет может не иметь фюзеляжа как такового - имеет гондолу для полезной нагрузки.
Возможен вариант исполнения заявляемого изобретения, отличаю- щийся от рассмотренных выше тем, что у него нет ГР как такового. В этом случае вал двигателя непосредственно соединен с валом НВ, при прочих равных условиях. В этом случае двигатель прикреплен к фюзе- ляжу посредством упругой подвески (амортизаторов).
В заявляемом изобретении отдельная часть-модуль (включающая в се- бя фюзеляж с размещенными в нем оборудованием, пассажирской каби- ной и кабиной экипажа) и другая отдельная часть-модуль (включающая в себя, ГР, двигатель (или двигатели), хвостовую балку, вал НВ, втулку НВ, лопасти НВ, РВ с его трансмиссией, и др.) могут совершенствовать- ся независимо друг от друга, что представляет известные преимущества. Промышленная применимость
Заявляемое изобретение может быть использовано в качестве винто- крылого летательного аппарата любого приемлемого типа, как пилоти- руемого (например, пассажирского), так и беспилотного.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Винтокрылый летательный аппарат (ВКЛА) одновинтовой схемы, имеет, фюзеляж, несущий винт (ИВ), по меньшей мере один двига- тель, хвостовую балку, отличающийся тем, что вышеука- занные НВ, двигатель и хвостовая балка представляют собой отдель- ную часть-модуль, которая прикреплена к вышеуказанному фюзеля- жу посредством упругой подвески.
2. ВКЛА поп.1, отличающийся тем, что в качестве вышеука- занной упругой подвески использована подвеска или жидкостно- газового или пружинного типа.
3. ВКЛА поп.1, отличающийся тем, что в качестве двигателя использован турбовальный двигатель.
4. ВКЛА по любому из п.п.1-3, отличающийся тем, что имеет главный редуктор, вышеуказанная хвостовая балка прикреплена к корпусу главного редуктора, вышеуказанный двигатель прикреплен или к корпусу главного редуктора или к вышеуказанной хвостовой балке, главный редуктор посредством вышеуказанной упругой под- вески прикреплен к вышеуказанному фюзеляжу.
5. ВКЛА по п.4, отличающийся тем, что он выполнен с рулевым винтом, рулевой винт прикреплен к вышеуказанной хвостовой балке.
6. ВКЛА по любому из п.п.1-3, отличающийся тем, что имеет второй двигатель.
7. ВКЛА по п.5, отличающийся тем, что имеет второй двига- тель.
PCT/RU2016/000672 2016-10-06 2016-10-06 Винтокрылый летательный аппарат WO2018067028A1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2016/000672 WO2018067028A1 (ru) 2016-10-06 2016-10-06 Винтокрылый летательный аппарат

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2016/000672 WO2018067028A1 (ru) 2016-10-06 2016-10-06 Винтокрылый летательный аппарат

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2018067028A1 true WO2018067028A1 (ru) 2018-04-12

Family

ID=61831786

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2016/000672 WO2018067028A1 (ru) 2016-10-06 2016-10-06 Винтокрылый летательный аппарат

Country Status (1)

Country Link
WO (1) WO2018067028A1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4140028A (en) * 1977-09-13 1979-02-20 The Boeing Company Vibration isolation system
US20040050999A1 (en) * 2002-09-16 2004-03-18 Wayne Hill Active vibration control system
RU2364550C2 (ru) * 2007-03-28 2009-08-20 Алексей Николаевич Кочетков Народный вертолет 21 века кан 21 (варианты)
US20140239116A1 (en) * 2013-02-22 2014-08-28 Airbus Helicopters Twin-fuselage rotorcraft

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4140028A (en) * 1977-09-13 1979-02-20 The Boeing Company Vibration isolation system
US20040050999A1 (en) * 2002-09-16 2004-03-18 Wayne Hill Active vibration control system
RU2364550C2 (ru) * 2007-03-28 2009-08-20 Алексей Николаевич Кочетков Народный вертолет 21 века кан 21 (варианты)
US20140239116A1 (en) * 2013-02-22 2014-08-28 Airbus Helicopters Twin-fuselage rotorcraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4531694A (en) Turbine engine drive and mounting assembly for fixed wing aircraft
US9004395B2 (en) Drive system for helicopters
US7118328B2 (en) Gearbox mounted force generator
US7726602B2 (en) Arrangement for mounting an engine on the airframe of an aircraft
US8646724B2 (en) System for attaching two components together, such as an aircraft engine and the mounting pylon thereof
EP3470331B1 (en) Mount for supporting a component and attenuating noise
EP0636085B1 (en) Helicopter active noise control system
US9279471B2 (en) Mechanically optimized liquid inertia vibration eliminator and aircraft pylon system
CN103192986B (zh) 位于四角塔式安装架结构上的旋翼飞行器减振系统
WO2006108028A2 (en) Aircraft auxiliary power unit suspension system for isolating an aircraft auxiliary power unit
US20220411084A1 (en) Propulsion unit with propeller and electric motor comprising an adapted primary structure, and aircraft having at least one such propulsion unit
US2718756A (en) Mounting and supporting structure for aircraft gas turbine power plants having reduction gearing
RU2600966C1 (ru) Винтокрылый летательный аппарат
US11530032B2 (en) Dynamically isolated pylon
US6871820B2 (en) Aircraft engine mounting
WO2018067028A1 (ru) Винтокрылый летательный аппарат
US7618007B1 (en) Force balancing actuator
US20200140107A1 (en) Engine mounted aircraft gearbox disposed in pylon
US20230286664A1 (en) Compact electric propulsion unit comprising a statically determinate engine mount, and aircraft comprising at least one such electric propulsion unit
US20220144416A1 (en) Liquid inertia vibration elimination system with compound period strut
US20190256199A1 (en) Case mounted transmission avc force generators
GB2351480A (en) Aircraft engine mounting
Krysinski et al. Helicopter Vibration control Methodology and Flight Test Validation of a Self-Adaptative Anti-Vibration System
GB1053209A (ru)

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 16918386

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 16918386

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1