Несущий винт вертолета
HELICOPTER MAIN ROTOR

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для создания несущих винтов боевых, военно-транспортных и гражданских вертолетов всех схем, а также для модернизации серийных вертолетов путем замены их несущих винтов (НВ) на предлагаемые.
Известно [С.И. Апресов «В погоне за скоростью». Популярная механика. 2008 г., стр. 42], что у НВ опытного вертолета соосной схемы с толкающим винтом Sikorsky Х2 наступающие и отступающие стороны винтов развивают максимум подъемной силы за счет только наступающих лопастей (концепция наступающей лопасти Advancing Blade Concept - ABC).
Недостатком такого технического решения является низкий коэффициент полезного действия (КПД) такого НВ, а применение в таком вертолете толкающего винта усложняет и утяжеляет конструкцию и уменьшает его весовую отдачу. Кроме того, при недостаточном разносе нижнего и верхнего винтов возможен их перехлест, заканчивающийся катастрофой.
В качестве ближайшего прототипа выбран НВ вертолета [Патент RU 2374137 С1, МПК В64С 27/32, 27/467, 11/20, 21/08 (2006.01), бюл. №33, 2009 г.], снабженный устройством забора воздуха и сдува пограничного слоя сверхзвукового профиля поперечного сечения, состоящего из пустотелого корпуса и хвостовых отсеков. Пустотелый корпус имеет входные отверстия для забора воздуха в передней части, а выходные косые отверстия для сдува пограничного слоя (СПС) расположены сзади и выходят в средней части верхней поверхности профиля. Внутри корпуса расположены два механизма управления входа и выхода воздуха через отверстия. Сжатый воздух подается из наступающей к отступающей лопасти.
Недостатком данного технического решения является незначительный прирост тяги НВ из-за СПС только отступающей лопасти в ограниченном секторе, необходимость создания и испытания надежного механизма управления заслонками, отказ которого или отказ тяговых реле с заслонками может привести к опрокидыванию вертолета.
Техническим результатом изобретения является увеличение тяги НВ, диапазона скоростей и высот полета за счет повышения его КПД без дополнительных затрат энергии, а следовательно, мощности силовой установки.
Техническая задача достигается тем, что у НВ вертолета, состоящего из втулки и лопастей, каждая из которых содержит лонжерон, хвостовые отсеки, наконечник и законцовку, при этом концевая часть каждой лопасти в поперечем сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков, в передней части корпуса имеются круглые отверстия для забора воздуха, за отверстиями забора воздуха и за корпусом выполнены ресиверные полости забора воздуха и СПС при этом ресиверная полость СПС имеет отверстия выхода воздуха, а ресиверные полости забора воздуха и ресиверные полости СПС каждой пары диаметрально расположенных лопастей соединены воздухопроводами и суммарная площадь отверстий забора воздуха не менее суммарной площади отверстий выхода воздуха.
Сущность изобретения поясняется фиг. 1-3.
На фиг. 1 изображена концевая часть лопасти, а на фиг. 3 - ее сверхзвуковой профиль поперечного сечения, где: 1- отверстия забора воздуха; 2 - ресиверная полость; 3 - корпус; 4 - штуцера для подсоединения воздуховодов; 5 - хвостовые отсеки; 6 - ресиверная полость с отверстиями СПС; 7 - законцовка.
На фиг. 2 изображено пространственное положение двух лопастей НВ, диаметрально расположенных, что характерно для НВ с четным количеством лопастей, где: 8 и 17 - концевые части лопастей (1/3 которых изображена стреловидной) в азимуте 90° и 270°, соответственно; 9 - вектор набегающего потока воздуха в азимуте 90°; 10 - вектор скорости полета в азимуте 180°; 11 и 15 - средние части лопастей с традиционным профилем; 12 и 16 - воздухопроводы подачи сжатого воздуха; 13 - гибкие шланги; 14 - зона обратного обтекания; 18 - вектор набегающего потока воздуха в азимуте 270°.
На фиг. 3 изображен сверхзвуковой профиль поперечного сечения конца лопасти по А-А, где дополнительно обозначены: 19 - перегородка; 20 - воздухопровод подачи сжатого воздуха.
НВ вертолета представляет собой втулку с присоединенными к ней лопастями. Лопасть состоит из лонжерона, к которому крепится хвостовая часть, состоящая из секций с обшивкой и сотовым заполнителем, наконечника для крепления лопасти к втулке. Концевая часть каждой лопасти в поперечном сечении имеет сверхзвуковой профиль и состоит из пустотелого корпуса, закрепленного к лонжерону с возможностью отстыковки, и хвостовых отсеков, в передней части корпуса 3 (фиг. 1 и 3) имеются круглые отверстия для забора воздуха 1 и за ними выполнена ресиверная полость 2, которая соединена передним воздухопроводом 20 и 12 (фиг. 2), через гибкий шланг 13 и задний воздухопровод 16 с ресиверной полостью 6 с отверстиями СПС (фиг. 1 и 3) концевой части 17 (фиг. 2) диаметрально расположенной лопасти.
Таким же образом ресиверная полость 2 (фиг. 1 и 3) концевой части 17 (фиг. 2) лопасти соединена передним воздухопроводом 16, вторым гибким шлангом 13 и задним воздухопроводом 12 с ресиверной полостью 6 с отверстиями СПС (фиг. 1 и 3) концевой части 8 (фиг. 2) диаметрально расположенной первой лопасти.
При вращении НВ в режиме осевого обтекания скорости набегающего потока воздуха на середину концевых частей 8 и 17 (фиг. 2) всех лопастей по всем азимутам равны окружной скорости сечения на этом радиусе, т.к. скорость полета равна нулю (векторы 9 и 18 равны, вектор 10 равен нулю). В отверстия забора воздуха 1 (фиг. 1 и 3) входит воздушный поток с полным давлением, по аналогии с приемником воздушного давления (ПВД). Далее сжатый воздух поступает в ресиверную полость 2, по одному воздухопроводу 12 (фиг. 2) через гибкий шланг 13 и задний воздухопровод 16 поступает в ресиверную полость 6 (фиг. 1 и 3) концевой части 17 (фиг. 2) диаметрально расположенной лопасти и через мелкие отверстия выдувается в средней части верхней поверхности конца лопасти. Здесь статическое давление меньше атмосферного и определяется в зависимости от числа М [М.И. Радченко «Аэродинамика, динамика полета и конструкция летательных аппаратов». Изд. ВВИА им. Н.Е. Жуковского, 2008 г., стр. 31-32].
Аналогичным образом происходит подача сжатого воздуха через отверстия забора воздуха и ресиверную полость концевой части 17 (фиг. 2) диаметрально расположенной лопасти к ресиверной полости 6 (фиг. 1 и 3) с отверстиями СПС первой лопасти.
Таким образом, ресиверные полости после отверстий забора воздуха осуществляют прием и передачу воздушного потока по воздухопроводам к ресиверным полостям с отверстиями СПС диаметрально расположенных лопастей во всех азимутах при вращении НВ на всех режимах полета за счет перепада полного и статического давлений, что позволяет улучшить аэродинамические характеристики НВ. Они позволяют получить значительно большие приросты подъемной силы, чем при обычной «жесткой» механизации крыла, например в виде отклоняемых закрылков и предкрылков [М.И. Радченко «Аэродинамика, динамика полета и конструкция летательных аппаратов». Изд. ВВИА им.Н.Е. Жуковского, 2008 г., стр. 149-150].
На режимах косого обтекания в полете прирост полного давления будет за счет прироста скоростного напора в наступающей лопасти и перепад давлений будет возрастать с увеличением скорости полета, что будет компенсировать увеличение зоны обратного обтекания 14 (фиг. 2) за счет повышения несущих свойств концевых частей 17 отступающих лопастей при усилении СПС.
Таким образом, данное изобретение позволит увеличить тягу НВ, диапазон скоростей и высот полета вертолетов за счет СПС с концевых частей всех лопастей во всех азимутах и на всех режимах полета, что увеличит их подъемную силу, т.е. КПД НВ.