Скоростной двухвинтовой вертолет соосной схемы
HIGH-SPEED TWIN SCREW HELICOPTER OF THE COAXIAL SCHEME

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к вертолетостроению.
Ближайшим аналогом заявляемого изобретения является американский вертолет S-97 (Raider), выполненный по соосной схеме, содержащий главный редуктор, толкающий винт (журнал «Популярная механика», №12, 2014 г., стр. 112-114).
Недостатком этой конструкции по отношению к заявленному вертолету является то, что нижний несущий винт имеет такой же диаметр и коэффициент заполнения как и верхний, а так как нижний несущий винт работает в индуктивном потоке воздуха от верхнего несущего винта, то эффективность его работы ниже, чем у верхнего несущего винта в среднем на 10-15%.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение эффективности работы несущей системы вертолета.
Технический результат достигается за счет того, что в скоростном двухвинтовом вертолете соосной схемы, содержащем главный редуктор и толкающий винт, нижний несущий винт имеет меньший диаметр, чем верхний несущий винт, при этом площадь оперенной части лопастей нижнего несущего винта такая же, как у верхнего несущего винта, а главный редуктор обеспечивает одинаковость окружных скоростей концов лопастей нижнего и верхнего винта. Угловая скорость вращения нижнего несущего винта выше угловой скорости вращения верхнего несущего винта, в результате этого реактивные моменты обоих несущих винтов становятся равными по величине и противоположными по направлению, что предотвращает самопроизвольное вращение вертолета вокруг оси несущих винтов, а эффективность работы предлагаемой несущей системы за счет снижения диаметра нижнего несущего винта возрастает на 8-10% относительно существующей.
На фигуре 1 представлен скоростной двухвинтовой вертолет соосной схемы, вид сбоку, на фигуре 2 - вид сверху, на фигуре 3 - вид спереди вертолета, на фиг. 4 представлена схема главного редуктора с автоматом перекоса и разновеликими несущими винтами, где:
1 - двигатель,
2 - обгонная муфта,
3 - главный редуктор,
4 - верхний несущий винт,
5 - нижний несущий винт,
6 - раздаточная коробка,
7 - промежуточный редуктор,
8 - вал,
9 - хвостовой редуктор,
10 - толкающий винт,
11 - ручка,
12 - проводка управления двигателем,
13 - ручка циклического шага,
14 - проводки управления несущими винтами,
15 - педали,
16 - проводка управления верхнего несущего винта,
17 - проводки управления углом атаки толкающего винта,
18 - стабилизатор,
19 - ведущая шестерня,
20 - ведомая шестерня,
21 - промежуточная шестерня,
22 - шестерня.
Предлагаемая конструкция вертолета работает следующим образом.
Крутящий момент от двигателя 1 через обгонную муфту 2, главный редуктор 3 приводит во вращение верхний 4 и нижний 5 несущие винты. С помощью раздаточной коробки 6 и промежуточного редуктора 7 крутящий момент также передается через вал 8 на толкающий винт 10 через хвостовой редуктор 9. Управление двигателем 1, общим шагом несущих винтов 4 и 5 и стабилизатором 18 (фиг. 2 и 3) осуществляется с помощью ручки 11 и проводки управления 12 двигателем 1. Управление циклическим шагом винтов 4 и 5, а также углом атаки толкающего винта 10 осуществляется с помощью ручки циклического шага 13, проводки управления несущими винтами 14 и проводки управления углом атаки 17 толкающего винта 10. Путевое управление вертолетом осуществляется с помощью педалей 15 и проводки управления 16 воздействием на верхний несущий винт 4.
Угловые скорости вращения верхнего и нижнего несущих винтов различны. В редукторе 3 (фиг. 4) ведущая шестерня 19 вращает ведомую шестерню 20 вала верхнего несущего винта 4 с угловой скоростью, меньшей, чем у вала нижнего несущего винта 5 с ведомой шестерней 22 через промежуточную шестерню 21, т.к. количество зубьев на шестерне 22 меньше, чем на шестерне 20. Помимо этого реактивные моменты несущих винтов 4 и 5 можно сравнять с помощью регулировки установочных углов лопастей, с помощью аэродинамических круток лопастей и с помощью подбора аэродинамических профилей лопастей.
Предлагаемое изобретение позволяет уменьшить потери мощности, улучшить летно-технические характеристики в поступательном полете и на режиме авторотации, увеличить экономию топлива, снизить вес конструкции, увеличить весовую отдачу, а также снизить затраты в процессе изготовления вертолета.