Стабилизатор вертолета

Изобретение относится к области авиастроения и может найти применение в конструкции вертолетов для обеспечения необходимой устойчивости и управляемости. Стабилизатор имеет симметричный профиль и состоит из правой (1) и левой (2) консолей трапециевидной формы в плане, симметрично расположенных относительно хвостовой балки. Каждая консоль стабилизатора клепаной конструкции состоит из одного лонжерона (3), восьми нервюр (4), стальных лент (5), диафрагм (6, 7, 8), лобовой дюралюминиевой обшивки (9), хвостового стрингера (10), съемного концевого обтекателя (11), верхней рифтованной дюралюминиевой обшивки (12), нижней рифтованной дюралюминиевой обшивки (13) с люком (14), фитингов с осями (15, 16), фитингов (17, 18) для крепления двух консолей стабилизатора. Каждая консоль снабжена пластиной с отверстиями для обеспечения необходимого угла установки стабилизатора. Обеспечивается снижение массы, повышение технологичности агрегата, снижение нагрузки на персонал в процессе ремонта. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области авиастроения, и может найти применение в конструкции вертолетов для обеспечения необходимой устойчивости и управляемости.

Известен авиационный люк (патент RU 2482996, В64С 1/14, публ. 10.02.2012 г.), и крышка для отверстия доступа летательного аппарата (патент RU 2469908, В64С 1/14, публ. 10.08.2011 г.), которые используется в стабилизаторах и крыльях летательного аппарата. Крышка люка для отверстия доступа в конструкции летательного аппарата из композиционного материала содержит следующие элементы: наружную и внутреннюю крышку; регулировочную шайбу между внутренней крышкой и обшивкой; уплотнительные профили между внутренней крышкой и регулировочной шайбой и между наружной крышкой и обшивкой; пластину между обшивкой и наружной крышкой. Технический результат заключается в улучшении крепления крышки для отверстия доступа летательного аппарата.

Вышеописанная конструкция крышки разработана специально для размещения в стабилизаторах и крыльях, изготовленных из композиционных материалов, при этом углеродное волокно является трудным для механической обработки.

Известна конструкция стабилизатора вертолета (Данилов В.А. Вертолет Ми-8: - М.: Транспорт, 1988, с. 24-25, рис. 2.13.), который состоит из двух половин, расположенных симметрично на хвостовой балке, каждая из которых включает лонжерон, нервюры, хвостовой стрингер, диафрагму, лобовой обтекатель из дюралюминиевого листа, съемный концевой обтекатель из стеклоткани и обшивку стабилизатора с дренажным отверстием.

Недостатком данного аналога, принятого за прототип, является недолговечность полотняной обшивки, изготовленной из полотна, вследствие низкой стойкости к климатическим и биологическим воздействиям, особенно на вертолетах, эксплуатирующихся в условиях морского или тропического климата.

Известна конструкция стабилизатора вертолета, наиболее близкая к заявляемому техническому решению (патент RU 2220882, В64С 1/00, публ. 10.01.2004 г.), который состоит из двух половин, расположенных симметрично на хвостовой балке, каждая из которых включает два лонжерона, нервюры, хвостовой стрингер, диафрагму, лобовой обтекатель из дюралюминиевого листа, съемный концевой обтекатель из стеклоткани и обшивку стабилизатора, по крайней мере, с одним дренажным отверстием, при этом обшивка стабилизатора выполнена из металлического листа и соединена с полками лонжерона, нервюр и хвостовым стрингером посредством заклепок встык с лобовым и концевым обтекателями, а дренажные отверстия выполнены в каждом отсеке, образованном между нервюрами стабилизатора.

Недостатком данной конструкции является наличие двух лонжеронов, что повышает вес агрегата, при этом площадь стабилизатора небольшая, что ухудшает устойчивость и управляемость вертолета, ограничивает его применение на новых моделях вертолетов с повышенной грузоподъемностью. В процессе замены осей навески стабилизатора, при выработке, требуется полностью расклепать одну из обшивок для получения доступа к демонтажу осей, что повышает нагрузку на персонал, увеличиваются трудозатраты. Так же в данной конструкции отсутствует возможность осмотра внутреннего силового набора стабилизатора при эксплуатации.

Техническая проблема, не решенная в известном устройстве, решение которой обеспечивается заявляемым изобретением, заключается в создании стабилизатора увеличенной площади для улучшения управляемости и устойчивости вертолета во время полета, с возможностью внутреннего доступа с целью осмотра и ремонта.

Технический результат заключается в улучшении управляемости, снижении массы, повышении технологичности агрегата, снижении нагрузки на персонал в процессе ремонта.

Технический результат достигается за счет того, что в стабилизаторе вертолета, содержащем две консоли, симметрично расположенные на хвостовой балке, каждая из которых включает лонжерон, нервюры, хвостовой стрингер, диафрагму, обтекатель, в соответствии с заявляемым изобретением, - на нижних и верхних обшивках выполнены рифты, а на нижней обшивке установлен люк, кроме того, каждая консоль снабжена пластиной с отверстиями.

Также на нижней обшивке закреплены окантовки в местах выреза под размещение люков.

Причем в конструкции установлен один лонжерон.

Выполнение обшивки с рифтами направлено на снижении массы, повышении технологичности агрегата, т.к. позволяет исключить из конструкции второй лонжерон или дополнительные нервюры.

Наличие люка на нижней обшивке позволяет производить осмотр, ремонт и замену осей навески без демонтажа обшивки, что в целом повышает технологичность стабилизатора и снижает нагрузку на персонал в процессе эксплуатации и ремонта.

Конструкция стабилизатора вертолета поясняется чертежами:

на фиг. 1 - стабилизатор, вид сверху;

на фиг. 2 - вид А, стыковка консолей стабилизатора;

на фиг. 3 - сечение Б-Б фиг. 1, вид на 1-ю нервюру;

на фиг. 4 - люк, сечение В-В фиг. 1;

на фиг. 5 - рифт, сечение Г-Г фиг. 1.

Для обеспечения необходимой устойчивости и управляемости на вертолете установлен стабилизатор, угол установки которого изменяется на земле.

Стабилизатор имеет симметричный профиль NACA-0012 и состоит из правой 1 и левой 2 консолей трапециевидной формы в плане, симметрично расположенных относительно хвостовой балки.

Каждая консоль стабилизатора - клепанной конструкции, состоит, из одного лонжерона 3, восьми нервюр 4, стальных лент 5, диафрагм 6, 7, 8, лобовой дюралюминиевой обшивки 9, хвостового стрингера 10, съемного концевого обтекателя 11, верхней рифтованой дюралюминиевой обшивки 12, нижней рифтованой дюралюминиевой обшивки 13 с люком 14, фитингов с осями 15, 16, фитингов 17, 18 для крепления двух консолей стабилизатора (фиг. 1, 2).

Носовая часть стабилизатора, верхняя 12 и нижняя 13 обшивки приклепаны к лонжерону 3, диафрагмам и нервюрам с помощью заклепок. Два люка 14 круглой формы небольшого размера на нижних 13 обшивках установлены с помощью винтов 19 и гаек. Для обеспечения жесткости конструкции в местах выреза нижних обшивок 13 под люки 14 выполнены окантовки 20, которые установлены на обшивках 13 с помощью потайных заклепок. Посредством люков 14 обеспечивается доступ к демонтажу осей навески стабилизатора. Так же через эти лючки можно производить осмотр внутреннего силового набора стабилизатора. Такая конструкция позволяет производить осмотр, ремонт и замену осей навески без демонтажа обшивки, что в целом повышает технологичность стабилизатора и снижает нагрузку на персонал в процессе эксплуатации и ремонта.

Для проветривания конструкции изнутри и слива конденсата на нижних обшивках выполнены дренажные отверстия в количестве 7 штук на каждой (не показаны).

Лонжерон 3 - балочного типа, клепаной конструкции. Верхний и нижний пояса его выполнены из дюралюминиевых уголковых профилей. На лонжероне около нервюры №1 установлены фитинги с металлическими осями 15, 16 для навески стабилизатора на хвостовую балку. Стыковка правой 1 и левой 2 консолей стабилизатора производится болтами при помощи фитингов 17, 18.

На носке нервюры №1 каждой консоли стабилизатора приклепана пластина 21, с помощью которой можно изменять на земле углы установки стабилизатора от +9° до -9. В пластине 21 выполнены отверстия 22, предназначенные для крепления стабилизатора к хвостовой балки. Крепление стабилизатора посредством отверстий 22 изменяет угол его установки. Дополнительно применяют специальный переходник (не показан), позволяющий добиться точности в установке заданного угла.

На нижних 13 и верхних 12 обшивках выполнены рифты 23 (фиг. 5), которые располагаются между нервюрами 4. Рифты 23 обеспечивают жесткость конструкции в поперечном направлении, что позволяет отказаться от второго лонжерона в конструкции, в результате обеспечивается снижение веса. Также рифты 23 снимают продольную нагрузку с обшивки стабилизатора, что препятствует ее деформированию при наличии аэродинамических нагрузок (образованию хлопунов). Таким образом, благодаря выполнению рифтов 23 снижается вес конструкции и повышается технологичность.

По результатам статических, динамических и летных испытаний установлено, что увеличенная площадь стабилизатора положительно влияет на устойчивость и управляемость вертолета при полете.

Разработанная конструкция является универсальной и может быть установлена на вертолетах различных модификаций.

1. Стабилизатор вертолета, содержащий две консоли, симметрично расположенные на хвостовой балке, каждая из которых включает лонжерон, нервюры, хвостовой стрингер, диафрагмы, обтекатель, отличающийся тем, что на нижних и верхних обшивках выполнены рифты, на нижних обшивках установлен люк, кроме того, каждая консоль снабжена пластиной с отверстиями.

2. Стабилизатор по п. 1, отличающийся тем, что на нижней обшивке закреплены окантовки в местах выреза под размещение люков.

3. Стабилизатор по п. 1, отличающийся тем, что в конструкции установлен один лонжерон.



 

Похожие патенты:

Вертикальное хвостовое оперение (7) для управления потоком содержит внешнюю обшивку (13), находящуюся в контакте с наружным воздушным потоком (21). Внешняя обшивка (13) проходит между передней кромкой (23) и задней кромкой (25) и окружает внутреннее пространство (29) и содержит пористую часть (31) в области передней кромки (23), камеру (15) давления, расположенную во внутреннем пространстве (29) и соединенную по текучей среде с пористой частью (31).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Винтокрылый летательный аппарат (20) гибридного типа содержит несущий винт (1), по меньшей мере два тяговых элемента (2,2'), соответственно установленных, каждый, на полукрыльях (3,3'), расположенных симметрично с двух сторон от средней передне-задней плоскости XOZ, горизонтальное хвостовое оперение (8), расположенное в задней зоне упомянутого винтокрылого летательного аппарата (20) с двух сторон от упомянутой средней передне-задней плоскости XOZ, и два киля (21,21'), расположенные соответственно с двух сторон от упомянутой средней передне-задней плоскости XOZ.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Планер летательного аппарата включает фюзеляж, крыло с элеронами, систему управления, горизонтальное и вертикальное оперение.

Изобретение относится к авиационной технике. Поверхность (11) хвостового оперения летательного аппарата, такая как горизонтальный стабилизатор или вертикальный стабилизатор, содержит переднюю кромку (14).

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к раскладываемым аэродинамическим поверхностям летательных аппаратов. Раскладываемая аэродинамическая поверхность содержит соединенные корневую и раскладываемую части.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям элементов летательных аппаратов, подвергаемых воздействию потоками горячего газа. Обтекатель (10) законцовки горизонтального стабилизатора (3) летательного аппарата содержит переднюю часть (11) и заднюю часть (12).

Изобретение относится к авиации. Устройство для улучшения вывода самолета из штопора представляет наплыв горизонтального оперения, выполненный в форме двух несущих поверхностей, установленных симметрично относительно продольной плоскости симметрии самолета в хвостовой части фюзеляжа и пристыкованных к горизонтальному оперению вблизи его корневых хорд.

Поверхность (8) горизонтального стабилизатора летательного аппарата выполнена так, что угол стреловидности (40) поверхности (8) является углом, образованным проекцией базовой линии точек, расположенных на 25% местной хорды (19) поверхности (8) горизонтального стабилизатора на плоскость, перпендикулярную плоскости (21) симметрии летательного аппарата.

Изобретение относится к области пилотируемых летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж с кабиной управления, закрепленное сверху на фюзеляже треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель, установленный с возвышением над крылом, сопряженный с двигателем эжектор и шасси.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит фюзеляж, треугольной формы крыло, хвостовое оперение, двигатель с эжектором, установленный с возвышением над крылом, и шасси.

Изобретение относится к авиастроению. Устройство открытия поворотной створки проема в планере летательного аппарата содержит дистанционно управляемые многозвенный механизм открытия створки и замок стопорения створки, удерживающий ее в закрытом положении.

Фиксирующее устройство (11) для фиксации одного структурного элемента, в частности дверного полотна (6), на втором структурном элементе, в частности дверной коробке (3), с захватывающим элементом (13) для крепления на первом или втором структурном элементе, причем захватывающий элемент (13) содержит первое отверстие (20) под фиксатор с фиксирующим узлом (16) для крепления на втором или первом структурном элементе, причем фиксирующий узел (16) содержит первое фиксирующее тело (21) для фиксации с по меньшей мере одной выемкой (23) под фиксатор захватывающего элемента (13), причем фиксирующий узел (16) содержит исполнительный элемент (22), который содержит первое крепежное отверстие (23) для крепления первого фиксирующего тела (21), причем исполнительный элемент (22) установлен с возможностью перемещения между позицией покоя, в которой первое фиксирующее тело (21) расположено в первой выемке (20) под фиксатор захватывающего элемента (13) и в крепежной выемке (23) исполнительного элемента (22), и позицией деблокирования, в которой устранена фиксация между первым фиксирующим телом (21) и первой выемкой (20) под фиксатор захватывающего элемента, а также раздвижная дверь (1) с таким фиксирующим устройством (11).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств и способам для обеспечения возможности использования временной смотровой двери, предназначенной для использования во время выполнения поисково-спасательных операций, в дверном проеме фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиастроения. Обтекатель (1) для летательного аппарата выполнен с закрываемым проемом (4) с концевой (5), корневой (6) и промежуточными (7, 8) створками, фиксируемыми к обтекателю разъемными соединениями (9).

Изобретение относится к области авиастроения. Обтекатель (1) для летательного аппарата, содержит элементы для крепления (2) к внешней поверхности корпуса (3) и выполнен с закрываемым технологическим проемом (4).

Изобретение относится к фиксации подвижного элемента на борту воздушного судна. Система фиксации содержит опорную конструкцию с первым и вторым опорными участками, подвижный элемент, удерживающее устройство и запорное приспособление.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям устройств, обеспечивающих управление дверями самолетов. Устройство содержит механизмы запирания/отпирания и стопорения двери, расположенные на ее внутренней стороне и установленные с возможностью взаимодействия посредством валов этих механизмов с поворотной рукояткой, установленной с возможностью принудительного поворота валов механизмов при перемещении рукоятки.

Изобретение относится к двери аварийного выхода воздушного судна со встроенными механизмами открывания, т.е. которые сосредоточены в ограниченном пространстве двери.

Дверной блок для туалета транспортного средства, который включает в себя складную дверь, содержащую первую панель и вторую панель, каждая из которых содержит внутреннюю поверхность и внешнюю поверхность.
Изобретение относится к устройству для открывания предусмотренной в фюзеляже самолета двери самолета с консолью. Устройство для открывания предусмотренной в фюзеляже самолета двери самолета содержит консоль, устанавливаемую шарнирно между фюзеляжем самолета и дверью самолета, приспособление для открывания двери самолета и кожух консоли.

Изобретение относится к области авиастроения и может найти применение в конструкции вертолетов для обеспечения необходимой устойчивости и управляемости. Стабилизатор имеет симметричный профиль и состоит из правой и левой консолей трапециевидной формы в плане, симметрично расположенных относительно хвостовой балки. Каждая консоль стабилизатора клепаной конструкции состоит из одного лонжерона, восьми нервюр, стальных лент, диафрагм, лобовой дюралюминиевой обшивки, хвостового стрингера, съемного концевого обтекателя, верхней рифтованной дюралюминиевой обшивки, нижней рифтованной дюралюминиевой обшивки с люком, фитингов с осями, фитингов для крепления двух консолей стабилизатора. Каждая консоль снабжена пластиной с отверстиями для обеспечения необходимого угла установки стабилизатора. Обеспечивается снижение массы, повышение технологичности агрегата, снижение нагрузки на персонал в процессе ремонта. 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Наверх