ВЕРТОЛЕТ
HELICOPTER

Изобретение относится к авиации, в частности к вертолетам поперечной схемы.
В настоящее время чрезвычайно актуальна задача создания боевых вертолетов с повышенной грузоподъемностью, способных нести на борту большое количество вооружения.
Известен боевой ударный вертолет Ка-50 [1], выбранный в качестве аналога, выполненный по соосной схеме и имеющий в своем составе фюзеляж, шасси, два несущих винта, крылья с расположенными под ними узлами подвески для подвешивания вооружения и хвостовое оперение.
Основным недостатком аналога является ограниченное количество узлов подвески для вооружения, которые могут быть расположены под крыльями вертолета, а также ограниченная масса вооружения, которое может быть подвешено к каждому узлу подвески. Это ограничение вызвано необходимостью балансировки вертолета вследствие исполнения вертолета согласно соосной схеме, а также недостаточно высокой прочностью крыльев.
Известен вертолет поперечной схемы Ми-12 (патенты-аналоги [2] и [3]), выбранный в качестве прототипа, содержащий фюзеляж, шасси, двигатели с несущими винтами, крылья, систему ферм.
К недостаткам прототипа следует отнести низкую скорость и недостаточную маневренность вертолета; а также невозможность использования вертолета Ми-12 для подвешивания под его крыльями вооружения из-за системы ферм, расположенной под крыльями Ми-12; невысокую прочность и боевую живучесть крыльев вертолета.
Предлагаемое изобретение направлено на решение следующих задач: адаптация поперечной схемы вертолета для использования в качестве боевого, а именно для подвешивания вооружения на нижней поверхности крыла; повышение скорости и маневренности вертолета; повышение прочностных характеристик и боевой живучести крыла вертолета.
Задача решается за счет того, что вертолет содержит шасси, крыло, двигатели, два несущих винта, расположенные согласно поперечной схеме, элементы подвески вооружения, расположенные на нижней поверхности крыла вертолета, систему управления вертолетом, средство синхронизации несущих винтов, двигатели с несущими винтами установлены на противоположных концах крыла, между двигателями установлено средство синхронизации несущих винтов, оси несущих винтов в продольной плоскости наклонены во внешнюю от плоскости симметрии вертолета сторону на угол β=3…6°, а их проекции на плоскость симметрии вертолета перпендикулярны к поверхности земли, при этом крыло выполнено подкрепленным с помощью силового набора, с большой строительной высотой
и с полостью для размещения аппаратуры вертолета, а проекция перпендикуляра к строительной горизонтали крыла на плоскость симметрии вертолета образует угол γ=4…10° к вертикали; где с - высота профиля крыла; b - хорда профиля крыла, строительная горизонталь крыла - прямая, относительно которой построен профиль крыла, проходящая через хорду профиля крыла b.
В частном случае исполнения задача решается за счет того, что в полости для размещения аппаратуры вертолета расположены система управления вертолетом, двигатели, топливная система, включающая в себя топливные баки, элементы трансмиссии, электрооборудование.
Изобретение имеет следующие преимущества по сравнению с прототипом: исполнение крыла с повышенной строительной высотой и размещение всего оборудования вертолета в полости внутри крыла позволяют отказаться от фюзеляжа и использовать для подвески вооружения всю длину крыла, а также позволяют повысить боевую живучесть крыла, упростить конструкцию и снизить стоимость ее изготовления; размещение винтов согласно поперечной схеме вертолета позволяет повысить управляемость вертолета в полете.
На фиг.1, фиг.2 и фиг.3 изображены главный вид вертолета, вид сбоку и вид сверху соответственно. На фиг.4 изображена форма профиля крыла вертолета. На фиг.5 изображено крыло вертолета с разрезом для демонстрации полости для размещения аппаратуры вертолета и силовых элементов, входящих в конструкцию крыла.
1
1
Вертолет содержит шасси 1, на котором установлено крыло 2. Шасси 1 может быть трехопорным, при этом в плоскости симметрии вертолета П расположена основная опора шасси 1, способная воспринимать большую часть нагрузок на шасси 1. Вспомогательные опоры шасси 1 расположены на противоположных концах крыла 2 симметрично относительно плоскости симметрии вертолета П согласно поперечной схеме расположения несущих винтов [4]. Основная опора шасси 1 и вспомогательные опоры шасси 1 закреплены на нижней поверхности крыла 2, в частном случае опоры шасси 1 могут быть выполнены убираемыми (см. фиг.1-3).
Крыло 2 на виде сверху имеет форму прямоугольника (см. фиг.3). Длину крыла l выбирают из соображений расположения вооружения на нижней поверхности крыла 2. Внутри крыла 2 расположена полость для размещения аппаратуры вертолета 3. Крыло 2 выполнено с постоянным по длине профилем. Профиль крыла 2 выполнен, например, согласно [5], но с большой строительной высотой, например , исходя из соображений расположения аппаратуры в полости для размещения аппаратуры вертолета 3. Строительная высота
CГК
где с - высота профиля крыла 2; b - хорда профиля крыла 2. Построение профиля крыла 2 осуществлено от прямой, называемой строительной горизонталью крыла СГК таким образом, что с СГК совпадает хорда профиля крыла b. СГК профилей крыла 2 по размаху крыла 2 образуют плоскость строительных горизонталей крыла (П, см. фиг.2). Дополнительно крыло 2 имеет в своей конструкции силовые элементы, образующие силовой набор крыла 2, например лонжероны 4 и нервюры 5. В частности, лонжероны 4 и нервюры 5 могут быть выполнены со стенками (см. фиг.5, стенки позицией не обозначены) и таким образом полость для размещения аппаратуры вертолета 3 может быть разбита на отдельные ячейки. Силовые элементы выполнены и расположены с учетом размещения в полости для размещения аппаратуры вертолета 3, например, системы управления вертолетом, двигателей 6, топливной системы, включающей в себя топливные баки, насосы и трубопроводы, элементов трансмиссии, таких как редукторы и средство синхронизации, электрооборудования (не показано).
СГК
2
1
СГК
СГК
Крыло 2 установлено таким образом, что перпендикуляр «а» к П образует угол γ=4…10° с вертикальной плоскостью П, перпендикулярной плоскости П [6]. Таким образом П и крыло 2 имеют наклон такой, что передняя кромка крыла 2 выше задней кромки крыла 2 при положении вертолета на земле. Это сделано для того, чтобы в полете, когда П приобретает горизонтальное положение относительно поверхности земли, оси несущих винтов были наклонены на угол γ вперед по направлению полета А, таким образом создавая горизонтальную составляющую силы, с которой несущие винты 7 действуют на вертолет, что обеспечивает перемещение вертолета в горизонтальном направлении. Таким образом, введение дополнительных двигателей, обеспечивающих горизонтальное перемещение, не требуется (см. фиг.2).
1
1
2
1
1
Двигатели 6 установлены в полости для размещения аппаратуры вертолета 3 на противоположных концах крыла 2 симметрично относительно плоскости П. Каждый из двигателей 6 соединен с редуктором, который, в свою очередь, соединен с осью несущего винта 8. На противоположном конце каждой оси несущего винта 8 с помощью втулки 9 установлены лопасти несущего винта 10, например четыре для каждого несущего винта 7. Лопасти несущего винта 10 установлены с возможностью изменения углов установки лопастей. Каждый из двигателей 6 соединен со средством синхронизации, которое может быть выполнено, например, в виде синхронизирующего вала [7]. Оси несущих винтов 8 симметрично относительно плоскости П расположены в вертикальной плоскости П, перпендикулярной плоскости П, и имеют наклон относительно плоскости П во внешнюю сторону на угол β=3…6° [8].
На нижней поверхности крыла 2 по всей длине крыла 2 расположены элементы подвески вооружения 11 с соблюдением интервалов между ними (см. фиг.1). Элементы подвески вооружения 11 позволяют закрепить на нижней поверхности крыла 2 с возможностью отсоединения элементы вооружения, в частности, например управляемые снаряды.
Вертолет работает следующим образом.
2
Включают двигатели 6, раскручивают несущие винты 7. Осуществляют взлет по вертикальной схеме или с разбегом. С помощью системы управления вертолетом подают управляющий сигнал на механизмы управления углами установки лопастей несущих винтов 10. Управляют углом установки лопастей несущих винтов 10 и, таким образом, приводят крыло 2 в положение, соответствующее минимальному сопротивлению, при котором СГК крыла занимает горизонтальное положение относительно поверхности земли, а оси несущих винтов 8 получают по направлению полета наклон на угол γ относительно вертикали. Стабилизация обеспечивается углом наклона осей несущих винтов β в плоскости П. Выполняют программу полета, в которую, в частности, могут быть включены: перемещение на позицию, с которой возможно атаковать цель, атака цели, в частности, например запуск в сторону цели управляемых снарядов, маневрирование, перемещение на позицию, в которой может быть осуществлена посадка. При запуске управляемых снарядов в сторону цели, а следовательно, при потере массы и смещении центра масс вертолета поперечная схема исполнения вертолета позволяет сохранять балансировку в воздухе лучше, чем соосная [1]. Возвращают крыло 2 и оси несущих винтов 8 в исходное положение. Осуществляют посадку.
2
Предлагаемое исполнение крыла 2 вертолета приводит к упрощению конструкции и уменьшению стоимости ее производства. Также исполнение крыла 2 позволяет максимально задействовать нижнюю поверхность крыла для подвешивания к ней вооружения. Помимо этого, большая строительная высота крыла и усиленный силовой набор увеличивают боевую живучесть крыла по сравнению с крыльями других вертолетов. Дополнительно, исполнение вертолета позволяет увеличить угол γ по сравнению с другими вертолетами, что дает возможность увеличить силу тяги и, следовательно, скорость вертолета. Стабилизация обеспечивается углом наклона осей несущих винтов β в плоскости П.
Предлагаемое изобретение может быть использовано в области авиации, а именно вертолетов поперечной схемы повышенной грузоподъемности, в частности боевого применения. Современный технический уровень позволяет осуществить предлагаемое изобретение.
Источники информации
[1] «Оружие России 2006-2007», под ред. А.М.Московского, Москва, Военный Парад, 2006.
[2] Патент США №3503575 от 13.09.1967.
[3] Авторское свидетельство SU 184141 от 19.12.1963.
[4] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.97.
[5] С.И.Зоншайн, «Аэродинамика и конструкция летательных аппаратов», издательство «Высшая школа», Москва, 1966 г., стр.32-34.
[6] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.177.
[7] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.140.
[8] М.Н.Тищенко, А.В.Некрасов, А.С.Радин, «Вертолеты. Выбор параметров при проектировании», Москва, Машиностроение, 1976 г., стр.106.