ВЕРТОЛЕТ
HELICOPTER

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано в вертолетостроении.
Повышение топливной эффективности и скорости полета вертолета до сих пор остаются актуальными задачами. Для их решения ведут поиск новых аэродинамических компоновок и устройств вертолета (см., например, Джексон Р. Вертолеты. Иллюстрированная энциклопедия. Перевод с английского Беляева В.В. М. «Омега», 2007; Михеев С.В. Пути совершенствования винтокрылых летательных аппаратов. М., МАИ, 2006; Щербаков В.В. Х-2 становится рейдером. Х-3 - концепт скоростного вертолета от «Еврокоптера». «Взлет», №11, 2010, патенты RU №2123453, МПК В64С 11/18, 1998; №2397110, МПК В64С 11/48, 2006; №2192986, МПК В64С 27/18, 2000; №2268845, МПК В64С 27/20, 2004; №2307766, МПК В64С 27/10, 2005; №2148531, МПК В64С 27/20, 1998). Известно, что основным ограничением роста скорости полета вертолета является срыв потока в зонах обратного и сверхзвукового обтекания лопастей, падение к.п.д. несущих винтов, усиление тряски и ухудшение устойчивости и управляемости вертолета (см., например, Ромасевич В.Ф., Самойлов Г.А., Практическая аэродинамика вертолетов. - М.: Воениздат, 1980, с.230-231).
Известен вертолет с роторным компенсатором реактивного момента (патент RU №2282565, МПК В64С 27/04, 23/02, 23/08, 2004), содержащий фюзеляж с кабиной и средствами взлета/посадки, силовую установку с несущим винтом и органы управления на основе усеченного конуса с обтекателем в индуктивном потоке несущего винта, создающего аэродинамическую силу в соответствии с эффектом Магнуса, компенсирующую реактивный момент.
Недостатком известного вертолета с роторным компенсатором реактивного момента является технологическое несовершенство предложенной системы путевого управления вертолета.
Известен вертолет X-2 фирмы Сикорский, совершивший свой первый полет в 2008 году (Щербаков В. X-2 - конкурент для конвертоплана? "Взлет", №11, 2008), содержащий фюзеляж с кабиной, средствами взлета/посадки, органами управления и силовую установку с жестким соосным несущим винтом и толкающим винтом.
Недостатком известного вертолета являются высокие энергозатраты, требуемые для поддержания высокой скорости полета.
Наиболее близким из известных технических решений к предлагаемому вертолету является принятый за прототип скоростной воздухоплавательный аппарат (патент RU №2101214, МПК В64С 27/10, 1998), содержащий фюзеляж с кабиной, средствами взлета/посадки, органами управления, силовую установку с двумя соосно расположенными несущими винтами и соосно расположенную над несущими винтами оболочку в форме полусферы для создания аэростатической подъемной силы.
Недостатком известного технического решения является повышенное профильное и индуктивное сопротивление выбранной конструкции летательного аппарата из-за больших требуемых размеров оболочки, закрепленной над несущими винтами.
Задачей заявленного изобретения является повышение топливной эффективности и скорости полета вертолета.
Технический результат, получаемый при осуществлении изобретения, заключается в улучшении летно-технических характеристик вертолета.
Решение поставленной задачи и технический результат достигается тем, что в вертолете, содержащем фюзеляж с кабиной, средствами взлета/посадки, органами управления и силовую установку с несущим и толкающим винтами, фюзеляж имеет обтекаемую дискообразную форму, на нем установлена аэродинамическая поверхность в виде крыла, интегрированного с профилированным полукольцом, охватывающим жесткий несущий винт, внутри фюзеляжа размещена система управления обтеканием вертолета с установленными на верхней аэродинамической поверхности фюзеляжа щелевыми воздухозаборными устройствами и соплами наддува воздуха на нижней аэродинамической поверхности фюзеляжа вертолета.
Предложенная аэродинамическая компоновка вертолета позволяет экранировать вращающийся несущий винт от набегающего потока воздуха, улучшить условия обтекания лопастей несущего винта, сократить зону их обратного обтекания при высоких скоростях горизонтального полета или полностью его остановить.
Подъемная сила, действующая на вертолет при вертикальном взлете, складывается из реактивной тяги несущего винта и аэродинамической подъемной силы фюзеляжа вертолета, возникающей как разность давлений на его нижней и верхней аэродинамических поверхностях в результате организации обтекания воздушным потоком несущего винта верхней аэродинамической поверхности фюзеляжа и отсоса/наддува воздуха системой управления обтеканием вертолета. При полете вблизи земли подъемная сила подрастает также за счет эффекта экрана поверхности.
В горизонтальном полете мощность силовой установки переключают с несущего на толкающий винт, который обеспечивает необходимую тягу, а подъемную силу - аэродинамические поверхности вертолета. Несущий винт в данном случае может быть полностью остановлен или переведен в режим авторотации для повышения безопасности полета на низких высотах.
На фигуре 1 показан общий вид вертолета сбоку. На фигуре 2 представлен вид вертолета сверху.
Вертолет содержит фюзеляж 1 с органами управления 2, кабиной 3, средствами взлета/посадки 4 и силовую установку (на фигурах не показана) с несущим винтом 5 и толкающим винтом 6. На фюзеляже 1 установлена аэродинамическая поверхность в виде крыла 7, интегрированного с профилированным полукольцом 8, охватывающим жесткий несущий винт 5. Внутри фюзеляжа 1 размещена система управления обтеканием 9 вертолета с установленными на верхней аэродинамической поверхности 10 фюзеляжа 1 щелевыми воздухозаборными устройствами 11 и соплами 12 наддува воздуха на нижней аэродинамической поверхности 13 фюзеляжа 1 вертолета. Лопасти несущего винта 5 с обтекаемой втулкой 14 имеют трапециевидную форму в плане, перспективные аэродинамические профили, секционированные передние и задние кромки 15. Крыло 7 с механизацией 16 имеет также кромки 17 управления обтеканием интегрированного с ним профилированного полукольца 8.
Заявленный вертолет работает следующим образом в штатных режимах набора высоты, висения и горизонтального полета.
Режим взлета осуществляют под действием подъемной силы вертолета, которую создают тягой несущего винта 5 и аэродинамической подъемной силой фюзеляжа 1. На старте аэродинамическая подъемная сила фюзеляжа 1 возникает, как разность давлений на его нижней и верхней аэродинамических поверхностях, обтекаемых потоком воздуха от несущего винта 5, и при отборе/выдуве воздуха системой управления обтеканием вертолета. При полете на малой высоте действует также эффект экрана, увеличивающий подъемную силу.
С переходом в режим горизонтального полета мощность силовой установки переключают с несущего винта 5 на толкающий винт 6. В зависимости от скорости и высоты полета несущий винт 5 останавливают или переводят в режим авторотации. Экранировка несущего винта 5 профилированным полукольцом 8 ослабляет неблагоприятное взаимодействие лопастей несущего винта 5 с набегающим потоком воздуха.
Возможен также взлет вертолета с разбегом при использовании воздушной подушки или убирающегося шасси. В этом случае сначала раскручивают несущий винт 5 с малым углом атаки и инерционным накопителем энергии, затем переключают мощность силовой установки на толкающий винт 6 и после короткого разбега осуществляют взлет, увеличив угол атаки лопастей несущего винта 5.
Система управления обтеканием 9 вертолета обеспечивает отсос воздуха с верхней аэродинамической поверхности 10 и наддув воздуха на нижней аэродинамической поверхности 13, тем самым расширяя режим безотрывного обтекания фюзеляжа 1 и увеличивая его аэродинамическую подъемную силу.
Таким образом, предложенная аэродинамическая компоновка вертолета позволяет организовать режим безотрывного обтекания его основных элементов вплоть до скорости полета порядка 400 км/час и увеличить аэродинамическую составляющую подъемной силы за счет аэродинамического совершенства конструкции и управления обтеканием, тем самым снизить расход топлива на километр полета.
В настоящее время принято решение о проектировании и создании экспериментальной модели для испытаний демонстратора технологий и оптимизации характеристик предложенного вертолета.