Вертолёт двухроторный с аэродинамическими компенсаторами реактивного момента роторов

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Вертолёт с двумя несущими воздушными винтами содержит фюзеляж, силовую установку с редуктором. Силовая установка с редуктором размещена в нижней части фюзеляжа. Два ротора вращаются в одном направлении вокруг общей оси. Законцовки лопастей верхнего и нижнего винтов механически связаны попарно. Тяги поворота лопастей верхнего и нижнего роторов механически связаны с общим автоматом перекоса. Реактивный момент роторов уравновешивается аэродинамическими компенсаторами в виде двух крыльев, расположенных вертикально вдоль продольной оси вертолёта в зоне вращения несущих винтов. Компенсаторы установлены шарнирно с возможностью синхронного их поворота при помощи проводки управления для поворота вертолёта вокруг вертикальной оси. Обеспечивается уменьшение габаритов вертолёта, исключение флаттера и перехлёста лопастей роторов.

 

Изобретение относится к области авиации, в частности, к конструкциям вертолетов. Существует ряд основных конструктивных схем компенсации реактивного момента и управления вертолёта с использованием как единственного, так и нескольких несущих винтов. Реактивные моменты в схемах с двумя несущими винтами взаимно компенсируются синхронным разнонаправленным вращением двух винтов. Существуют соосные, продольные и поперечные схемы расположения несущих винтов, и их комбинирование. Общим преимуществом таких схем является отсутствие потерь мощности на компенсацию реактивного момента.

Соосный несущий винт был известен задолго до идеи создания вертолёта с рулевым винтом: так, в 1754 году «отец российской науки» Михаил Ломоносов предложил использовать для подъёма метеорологического зонда механизм с соосными винтами, который приводился в движение с помощью заводной пружины.

• Первый патент на соосное расположение несущих винтов летательного аппарата был выдан в 1859 году англичанину Генри Брайту.

• Во Франции Потон де-Амеркур в 1860 году построил модель вертолёта соосной схемы с паровым двигателем.

• Игорь Сикорский делал свои первые шаги в вертолетостроении в 1900 году именно с прототипов беспилотных вертолётов с соосным винтом.

• В 1914 году датчанин Якоб Еллехаммер спроектировал свой соосный вертолет.

• В Австрии Стефан Петроци построил несколько соосных беспилотных вертолётов с электромоторами в течение 1917—1920 гг. Вертолет мог находится только в режиме висения.

• Аргентинец Рауль Пескара построил соосный вертолёт в 1919—1920 гг.; вертолёт имел 4 винта, в противоположные стороны вращались пары винтов соединённые по типу биплана. В начале 1920-х Рауль Пескара работал над вертолетом соосной схемы, в котором впервые применил для управления вертолётом автомат перекоса.

• В 1930 году итальянец Corradino d’Ascanio построил соосный вертолет, управление на котором осуществлялось с помощью серволопастей, аналогичное решение используется на Kaman HH-43 Huskie.

• В течение 1930—1936 годов был построен первый соосный вертолёт с автоматами перекоса, он был построен французами Луи Бреге и Рене Дораном. Первым полностью управляемым стал вертолет Лабораторный гироплан, построенный Луи Шарлем Бреге и Рене Дораном в 1936 году.

• Американец Стенли Хиллер в 1944 году построил первый соосный вертолёт XH-44 с полностью металлическими сверхжёсткими стальными лопастями.

• В СССР вертолет Яковлева впервые поднялся в воздух 20 декабря 1947 года, а вертолёт Камова Ка-8 — 12 ноября 1947 года. Однако, именно для конструкторского бюро Камова соосная схема стала основной, по сей день вертолёты Камова — единственные в мире вертолёты с соосной схемой, выпускаемые серийно.

Достоинства соосной схемы:

• минимальные габаритные размеры, так как лопасти соосных винтов короче несущих лопастей вертолётов с рулевым винтом схожего класса;

• компактность трансмиссии. Практически вся трансмиссия расположена вдоль одного вала;

• сравнительная простота управления. Все органы управления расположены рядом с трансмиссией, причём при совершении манёвров не затрачивается дополнительная мощность от двигателей;

• лучшая устойчивость при прямолинейном движении на большой скорости вследствие уменьшения вибраций;

• меньшее число критически уязвимых узлов, таких как хвостовая балка и рулевой винт одновинтовых вертолетов;

• бóльшая по сравнению с традиционной схемой тяговооружённость — минимум на 20 % на режиме висения. Нет потери мощности на рулевой винт;

• аэродинамическая симметрия схемы. Аппарат соосной схемы может совершать полет в любом направлении практически с одинаковой эффективностью;

• уменьшение вибраций, чему способствуют меньшие размеры несущих винтов;

• безопасность для обслуживающего персонала. Отсутствие хвостового винта уменьшает вероятность травм.

Недостатки:

Вертолёт соосной схемы имеет большие габариты по высоте. Сложная конструкция редуктора с выходными валами на две оси, два автомата перекоса повышают стоимость производства, ремонта и технического обслуживания. Встречно вращающиеся лопасти несущих винтов, допускают их перехлёст, разрушение и гибель вертолёта. Вертолёты с расположением силовой установки и редуктора наверху фюзеляжа за счёт высокого расположения центра массы переворачиваются при посадке на воду.

Целью изобретения являются понижение центра массы вертолёта, уменьшение габаритов вертолёта, упрощение конструкции редуктора вертолёта, аэродинамическая компенсация реактивного момента роторов, исключение флаттера и перехлёста лопастей роторов.

Два несущих воздушных винта (ротора), размещённых на общей вертикальной оси, вращают в одном направлении. Силовую установку с редуктором располагают в нижней части фюзеляжа для понижения центра массы вертолёта, что исключает переворот вертолёта при посадке на воду. Мощность от силовой установки вертолёта для привода роторов передаётся через редуктор с одним выходным валом, проходящим через фюзеляж. Для управления лопастями обоих роторов используют один общий автомат перекоса механически связанный с лопастями верхнего ротора и с лопастями нижнего ротора попарно. Законцовки лонжеронов лопастей верхнего и нижнего роторов попарно механически связаны. Такое техническое решение исключает флаттер и перехлёст лопастей роторов, разрушение которых приводит к гибели вертолёта.

Схема вертолёта с двумя роторами на общей оси, вращающихся в одном направлении, позволяют увеличить подъёмную силу несущих воздушных винтов при меньшем диаметре роторов, уменьшить габариты вертолёта по высоте за счёт уменьшения расстояния между роторами. Использование в предложенной конструкции редуктора с выходным валом на одну ось, одного автомата перекоса упрощает конструкцию, удешевляет его производство, ремонт и техническое обслуживание.

Для компенсации реактивного момента несущих воздушных винтов (роторов) применяют аэродинамические компенсаторы, представляющие собой в сечении крыло. Аэродинамические компенсаторы выполнены в виде двух крыльев, расположенных вертикально вдоль продольной оси вертолёта в зоне вращения несущих винтов, установленных шарнирно на двух осях в хвостовой части вертолёта с возможностью их поворота при помощи проводки управления. Аэродинамические компенсаторы механически связаны и управляются синхронно. Реактивный момент, действующий на фюзеляж от вращающего момента роторов, уравновешивается моментами сил, развиваемых аэродинамическими компенсаторами за счет циркуляционного обтекания их вертикальной составляющей набегающего воздушного потока, созданных роторами. Изменяя положение аэродинамических компенсаторов относительно воздушного потока, управляют поворотом вертолёта относительно вертикальной оси.

Вертолёт с двумя несущими воздушными винтами, состоящий из фюзеляжа, силовой установки с редуктором, отличающийся тем, что силовая установка с редуктором размещена в нижней части фюзеляжа, два ротора вращаются в одном направлении вокруг общей оси, законцовки лопастей роторов механически связаны попарно: верхняя с нижней, тяги поворота лопастей верхнего и нижнего роторов механически связаны с общим автоматом перекоса, реактивный момент роторов уравновешивается аэродинамическими компенсаторами в виде двух крыльев в сечении, расположенных вертикально вдоль продольной оси вертолёта в зоне вращения несущих винтов шарнирно на двух осях в хвостовой части вертолёта с возможностью синхронного их поворота при помощи проводки управления для поворота вертолёта вокруг вертикальной оси.