Результат интеллектуальной деятельности: СИСТЕМА КОМПЕНСАЦИИ РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА НЕСУЩЕГО ВИНТА ОДНОВИНТОВОГО ВЕРТОЛЁТА

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в одновинтовых вертолетах.

Известен одновинтовой вертолет, состоящий из фюзеляжа, кинематически соединенного с несущим винтом, хвостовой балки, закрепленной на заднем отсеке фюзеляжа, концевой балки, соединенной с задней оконечностью хвостовой балки, рулевого винта, установленного на концевой балке, при этом хвостовая балка имеет поперечные сечения, внешний обвод каждого из которых выполнен обтекаемой формы и сужается от заднего отсека фюзеляжа по мере приближения к концевой балке. Выполнение хвостовой балки с внешним профилем, имеющим достаточно обтекаемую верхнюю часть и нижнюю достаточно плоскую часть, которые в месте сопряжения образуют достаточно острые две сплошные грани от заднего отсека фюзеляжа до оконечности хвостовой балки, обеспечивает большую транспортную мощность и высокую сопротивляемость вертолета воздействию индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта, особенно, в режиме висения. (Патент FR № 2582615. Вертолет. - МКИ: В 64 С 27/04, 1/00. - ВОИС. “Патенты”. - №49 от 05.12.1986 г.). Недостатком известного вертолета является недостаточная маневренность вертолета по рысканию, особенно, с разворотом в направлении вращения несущего винта в условиях малой плотности воздуха, приводящей к срыву потока воздуха с лопастей рулевого винта.

Известна система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащая рулевой винт, профилированную концевую балку, установленную на задней оконечности хвостовой балки под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта. Уравновешивание реакции связей фюзеляжа от вращающего момента несущего винта обеспечивается с помощью момента силы, создаваемой дополнительным усилием тяги рулевого винта на конце хвостовой балки путем увеличения угла установки лопастей рулевого винта. При прочих равных условиях угол установки лопастей рулевого винта, потребный для компенсации реактивного момента несущего винта, возрастает с уменьшением плотности воздуха. Для путевой балансировки вертолета применяется профилированная килевая балка с поворотом на угол 5...7° относительно вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа в направлении, противоположном вращению несущего винта, которая на режиме горизонтального полета создает дополнительную боковую аэродинамическую силу, противодействующую реактивному моменту несущего винта. (Кн. Володко А.М. Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов: Учеб. пособие для вузов. - М.: Транспорт, 1988. - с.136-141, 180). Данная система принята за прототип.

Недостатком известной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, принятой за прототип, является недостаточная управляемость вертолетом при околонулевых скоростях полета и в условиях низкого атмосферного давления воздуха. Это связано с тем, что взлет с высокогорных площадок лимитируется не только располагаемой мощностью силовой установки, но и запасом путевого управления, который вообще является одним из наиболее важных факторов, определяющих безопасные условия летной эксплуатации одновинтовых вертолетов, и на который существенное влияние оказывает барометрическая высота висения вертолета и температура наружного воздуха, т.е. по существу плотность воздуха. При уменьшении плотности воздуха требуется больший общий шаг несущего винта и соответственно угол установки лопастей рулевого винта, т.е. запас путевого управления в направлении вращения несущего винта уменьшается, так как диапазон углов установки лопастей рулевого винта ограничен срывом потока воздуха с лопастей. Несоблюдение этих ограничений может привести к самопроизвольному неуправляемому вращению вертолета в направлении, противоположном вращению несущего винта, и закончиться столкновением его с землей.

Основной задачей предлагаемого технического решения является создание системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, обеспечивающей повышение управляемости вертолета по рысканию при околонулевых скоростях полета, особенно в условиях низкой плотности воздуха, а также увеличение потолка полетов вертолетов.

Техническим результатом, достигаемым при осуществлении заявленного изобретения, является повышение управляемости по рысканию одновинтового вертолета с рулевым винтом на конце хвостовой балки в условиях низкой плотности воздуха и увеличение высоты полетов вертолетов за счет использования вихревого индуктивного потока воздуха, воздействующего на хвостовую балку с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений.

Указанный технический результат достигается тем, что в известной системе компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащей рулевой винт, профилированную килевую балку, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки и расположенную под углом к вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа, устройство управления шагом рулевого винта, согласно предложенному техническому решению:

1) в нее функционально введена хвостовая балка, для чего последняя выполнена с аэродинамическим профилем внешних обводов поперечных сечений, создающим, преимущественно, при околонулевых скоростях полета вертолета под воздействием индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта дополнительный момент силы, противодействующий реактивному моменту;

2) внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки выполнены с плавным переходом профиля от каплевидной формы с хордой в плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки к крыловидному профилю на задней ее оконечности;

3) хвостовая балка выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом профиля обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки до максимального угла наклона хорды на участке с наибольшей скоростью индуктивного потока воздуха;

4) носок профиля поперечных сечений выполнен с радиусом сопряжения вдоль хвостовой балки;

5) угловой поворот профиля поперечных сечений хвостовой балки выполнен относительно центра радиуса сопряжения носка, расположенного на прямой, проходящей через центр радиуса сопряжения носка каплевидного профиля;

6) винтообразная форма хвостовой балки выполнена на длине, по крайней мере, равной 0,7 радиуса вращения лопасти несущего винта;

7) на хвосте аэродинамического профиля поперечного сечения хвостовой балки вдоль последней установлен аэродинамический щиток, по крайней мере, в зоне наибольшей скорости индуктивного потока воздуха;

8) аэродинамический щиток выполнен с возможностью изменения угла наклона относительно хорды аэродинамического профиля хвостовой балки;

9) аэродинамический щиток выполнен выдвижным.

Проведенный заявителем анализ уровня техники позволил установить, что аналоги, характеризующиеся совокупностями признаков, тождественными всем признакам заявленной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, отсутствуют. Следовательно, заявленное техническое решение соответствует условию патентоспособности “новизна”.

Результаты поиска известных решений в данной области техники с целью выявления признаков, совпадающих с отличительными от прототипов признаками заявляемого технического решения, показали, что они не следуют явным образом из уровня техники. Из определенного заявителем уровня техники не выявлена известность влияния предусматриваемых существенными признаками заявляемого технического решения преобразований на достижение указанного технического результата. Следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условию патентоспособности “изобретательский уровень”.

На фиг.1 схематично показаны силы, действующие на вертолет, вид сверху; на фиг.2 - схема индуктивного потока воздуха от вращения лопастей несущего винта вертолета; на фиг.3 - внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки; на фиг.4 - сечение А-А хвостовой балки на фиг.2; на фиг.5 - сечение Б-Б хвостовой балки на фиг.2; на фиг.6 - аэродинамический профиль поперечного сечения хвостовой балки с поворотным аэродинамическим щитком; на фиг.7 - аэродинамический профиль поперечного сечения хвостовой балки с выдвижным аэродинамическим щитком.

Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета содержит хвостовую балку 1, закрепленную на грузовом отсеке фюзеляжа 2, профилированную килевую балку 3, развернутую в горизонтальной плоскости на угол α=5...7° относительно вертикальной плоскости симметрии 4 фюзеляжа 2 в направлении, противоположном направлению вращения лопастей 5 несущего винта с крутящим моментом М_нв, соединенную с задней оконечностью хвостовой балки 1, и рулевой винт 6 с устройством 7 управления шагом лопастей, тянущими хвостовую балку 1 с усилиями, соответственно, Р_кб и Р_рв, создающими на хвостовой балке 1 в направлении вращения лопастей 5 несущего винта моменты М_кб и М_рв, противодействующие реактивному моменту М_R (фиг.1). От вращения лопастей 5 несущего винта с угловой скоростью ω создается вихревой индуктивный поток воздуха с переменной величиной скорости V_i на длине R лопасти 5, который направлен на хвостовую балку 1 (фиг.2). Хвостовая балка 1 имеет поперечные сечения, внешний обвод каждого из которых выполнен с аэродинамическим профилем и сужается от грузового отсека фюзеляжа 2 по мере приближения к килевой балке 3 (Фиг.3). У грузового отсека фюзеляжа 2 хвостовая балка 1 выполнена с внешним обводом поперечного сечения каплевидной формы 8 с хордой 9, расположенной в плоскости симметрии 4 фюзеляжа 2, при котором угол ϕ₁=0° (фиг.4). По мере приближения к килевой балке 3 внешние обводы поперечных сечений хвостовой балки 1 плавно переходят к крыловидному профилю 10 с хордой 11 (фиг.5). Вектор скорости V_i индуктивного потока воздуха от вращения лопастей 5 несущего винта направлен на профилированную хвостовую балку 1 под углом β относительно вертикальной плоскости симметрии 4 и, воздействуя на аэродинамический профиль обводов поперечных сечений хвостовой балки 1, создает последней аэродинамическую интегрированную силу Р_хб, противодействующую реактивному моменту М_R. Хвостовая балка 1 выполнена винтообразной формы с плавным угловым поворотом хорды 9 каплевидного профиля 8 обвода поперечного сечения от плоскости симметрии фюзеляжа в начале хвостовой балки с ϕ₁=0° до максимального наклона хорды 12 аэродинамического профиля 13 поперечного сечения с углом ϕ_n=ϕ_max, соответствующим зоне с наибольшей скоростью V_max индуктивного потока воздуха от несущего винта, с которым хвостовая балка 1 выполнена на длине от 0,5 до 0,9 радиуса R вращения лопасти 5. Носок профиля поперечных сечений вдоль хвостовой балки 1 выполнен, соответственно, с радиусами сопряжения от r₁ до r_n. Центры углового поворота профилей поперечного сечения по длине хвостовой балки расположены на прямой 14, проходящей через центр О радиуса r₁ сопряжения носовой части каплевидного профиля 8 у грузового отсека фюзеляжа 2. На хвосте аэродинамического профиля хвостовой балки 1 вдоль последней установлен аэродинамический щиток 15 на длине, по крайней мере, соответствующей зоне с наибольшей скоростью V_max индуктивного потока воздуха, с возможностью изменения угла наклона γ относительно хорды аэродинамического профиля сечения хвостовой балки 1 (Фиг.6). Аэродинамический щиток 15 может быть выполнен выдвижным (Фиг.7).

Система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом.

При управлении полетом одновинтового вертолета по курсу реактивный момент M_R, действующий на фюзеляж 2 от вращающего момента М_нв несущего винта, уравновешивается моментами сил, развиваемых тягой P_рв рулевого винта 6 посредством регулирования угла установки его лопастей с помощью устройства управления 7, и аэродинамической силой Р_кб от профилированной килевой балки 3 за счет циркуляционного обтекания ее встречным скоростным потоком воздуха, создающими на хвостовой балке 1 в направлении вращения лопастей 5 несущего винта моменты М_рв и М_кб, соответственно, противодействующие реактивному моменту M_R.

При управлении полетом одновинтового вертолета по рысканию, т.е. с околонулевыми скоростями, а также в условиях низкой плотности воздуха, часть реактивного момента M_R, действующего на фюзеляж 2 от вращающего момента М_нв несущего винта, компенсируется дополнительным моментом интегрированной силы Р_хб, создаваемой на хвостовой балке 1 циркуляционным обтеканием аэродинамических профилей ее сечений индуктивным потоком воздуха от вращения лопастей 5 несущего винта с угловой скоростью ω. Полученный запас тяги рулевого винта 6, равный dP_рв=Р_рв-Р_хб, позволяет исключить срыв потока воздуха на его лопастях при висении или подъеме одновинтового вертолета и используется для повышения управляемости вертолета по рысканию. При необходимости аэродинамический щиток 15 отклоняется на угол γ относительно хорды аэродинамического профиля или выдвигается по поверхности аэродинамического профиля, увеличивает момент силы Р_хб и тем самым увеличивает запас тяги рулевого винта 6.

Предложенная система компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета позволит обеспечить безопасность полетов вертолетов при околонулевых скоростях полета, особенно в горных условиях, характеризующихся низкой плотностью воздуха, и значительно повысить потолок полета до уровня, располагаемого несущим винтом и мощностью силовой установки.

Предполагается патентование предложенной системы компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета за рубежом по системе РСТ.