НЕСУЩИЙ ВИНТ ВЕРТОЛЕТА, ЛОПАСТЬ ВИНТА
HELICOPTER ROTOR, ROTOR BLADE

Изобретение относится к авиации и может быть использовано для проектирования несущих винтов боевых, противолодочных, военно-транспортных и гражданских вертолетов одновинтовой, продольной и соосной схем, а также для модернизации серийных вертолетов путем замены их несущих винтов на предлагаемые.
Лопасть несущего винта вертолета рассматривается в аэродинамике как вращающееся крыло самолета, для которого применимы все ее законы с некоторыми особенностями.
Известен усовершенствованный аэродинамический профиль, содержащий верхнюю и нижнюю поверхности, на которых выполнены два изгиба, которые обеспечивают заданное изменение градиентов давления на поверхности профиля (патент US 5395071 A, срок действия с 07.03.95 г.).
Известно также, что самолеты со сверхкритическими профилями крыльев обеспечивают эффективный полет со скоростями, приближающимися к скорости звука. Закритическое течение воздуха возникает при достаточно большой скорости полета самолета, когда на крыле или фюзеляже возникает область локальных сверхзвуковых скоростей. В случае толстого профиля крыла или фюзеляжа закритическое течение может возникнуть при довольно малой скорости, соответствующей числам М=0,7÷0,75 (М - отношение скорости полета к скорости звука). Принципиальная разница между обычными и сверхкритическими крыльями обусловлена их профилями. При закритических значениях числа М от обоих полукрыльев распространяются широкие области сверхзвукового течения и возникает скачек уплотнения, который приводит к потере энергии и, следовательно, к увеличению сопротивления. Вместе с тем, повышение давления на поверхности крыла за скачком уплотнения может вызвать отрыв пограничного слоя и связанное с ним дополнительное увеличение сопротивления, сильную тряску крыла... Более плоская форма верхней поверхности сверхкритического крыла способствует уменьшению интенсивности скачка уплотнения, приводит к понижению неблагоприятных градиентов давления за скачком и к соответствующему уменьшению сопротивления. Снижение подъемной силы сверхкритического профиля крыла вследствие уменьшения кривизны его верхней поверхности компенсируется увеличением кривизны его средней линии вблизи задней кромки. Применение сверхкритических профилей особенно выгодно для самолетов, предназначенных для полетов с умеренными дозвуковыми скоростями, соответствующими числам М=0,7ч0,9 (А.Н.Пономарев «Авиация настоящего и будущего». М., Воениздат, 1984 г., стр.7-8).
Известно также устройство для управления ламинарным потоком текучей среды на аэродинамической поверхности, которое используется в аэродинамической конструкции для управления потоком среды, протекающей над поверхностью конструкции.
В поверхности для управления ламинарным потоком выполнены перфорированные отверстия. Устройство содержит две решетки из каналообразующих элементов, размещенных в конструкции. Элементы первой решетки, расположенные в первом порядке, связывают один внутренний объем конструкции с подгруппой указанных отверстий. Элементы второй решетки расположены во втором порядке, пересекают элементы первой решетки и связывают другой внутренний объем конструкции со средой, находящейся в первой решетке. В устройстве имеется приспособление, в котором создается всасывающее усилие, прикладываемое к каналообразующим элементам второй решетки. Устройство также содержит блок для управления потоком среды в элементах второй решетки. При этом через решетки на поверхности конструкции образуются дискретные зоны давления для удерживания окружающей среды вдоль поверхности аэродинамической конструкции. (Патент US 5366177 А, срок действия с 22.11.94 г.).
Недостатками данного технического решения являются сложность конструкции устройства, большие габаритные размеры и невозможность использования для вращающихся лопастей несущего винта вертолета.
В качестве прототипа выбран несущий винт боевого российского вертолета Ми-24. Несущий винт вертолета пятилопастный, с шарнирным креплением лопастей и гидравлическими демпферами, лопасти прямоугольной формы в плане, хорда лопастей 0,58 м, профиль NACA-230, окружная скорость 217 м/с. Лопасть имеет лонжерон из алюминиевого сплава, заполненный азотом, с системой сигнализации о появлении трещин и приклеенные к нему 18 секций с обшивкой и сотовым заполнителем из алюминиевого сплава (Е.И.Ружицкий «Современная авиация. Вертолеты». Москва. Виктория. ACT. 1997 г., стр.161).
Недостатком данного прототипа является то, что максимальная скорость полета вертолета Ми-24 равна 325 км/ч и ограничена вследствие возникновения волнового кризиса на концах наступающих лопастей, увеличения зоны обратного обтекания у комлевой части и срыва потока с верхней поверхности на концах отступающих лопастей при больших углах атаки. Указанные причины ограничивают максимальные скорости всех типов существующих вертолетов.
Изобретение направлено на увеличение максимальной скорости полета всех типов боевых, противолодочных, военно-транспортных и гражданских вертолетов. Поставленная техническая задача достигается тем, что у несущего винта вертолета, включающего втулку и лопасти, состоящие из лонжерона, хвостового отсека, наконечника, противовесов, обтекателя, имеется высокоскоростное устройство, состоящее из устройства забора воздуха и сдува пограничного слоя, трубопровода подачи сжатого воздуха и гибкого шланга, расположенных в каждой лопасти, кольцевой емкости на втулке несущего винта и электронно-импульсного механизма управления заслонками, при этом устройство забора воздуха и сдува пограничного слоя расположено в концевой части лопасти, представляет собой сверхзвуковой профиль поперечного сечения и состоит из пустотелого корпуса и хвостового отсека, причем пустотелый корпус крепится к лонжерону замком типа ласточкина хвоста, имеет входные круглые отверстия для забора воздуха в передней части, а выходные косые отверстия для сдува пограничного слоя расположены в задней верхней части корпуса и выходят в средней части верхней поверхности профиля, внутри корпуса расположены два однотипных механизма управления отверстиями входа и выхода воздуха, каждый из которых состоит из заслонки и тягового реле, в задней стенке корпуса выполнено отверстие для подачи сжатого воздуха из наступающей лопасти во внутреннюю полость корпуса аналогичного устройства отступающей лопасти, устройство забора воздуха и сдува пограничного слоя имеет относительную толщину сверхзвукового профиля не более 10,4%, длину от 1/8 до 1/6 длины лопасти, ширину, равную ширине лопасти, а пустотелый корпус, равный ширине лонжерона, имеет толщину стенок не менее 5 мм.
На фиг.1 представлено пространственное положение несущего винта вертолета с четырьмя лопастями, где: концевая часть лопасти со сверхзвуковым профилем - 1, трубопровод подачи сжатого воздуха - 2, гибкие шланги - 3, кольцевая емкость на втулке несущего винта - 4, электронно-импульсный механизм управления заслонками - 5, зона обратного обтекания - 6, положение лопасти в азимуте ψ=0° - 7, положение лопасти в азимуте ψ=180° - 8, положение лопасти в азимуте ψ=270° - 9, направление полета - 10, вектор набегающего потока воздуха на лопасть в азимуте ψ=90° - 11, вектор набегающего потока в азимуте ψ=270° - 12
На фиг.2 изображено поперечное сечение серийной лопасти несущего винта в средней части по А-А.
На фиг.3 представлено устройство концевой части лопасти со сверхзвуковым профилем по Б-Б при заборе воздуха, где: корпус - 13, обшивка - 14, сотовый заполнитель - 15, отверстия забора воздуха - 16, отверстия выхода воздуха - 17, тяговые реле 18 и 19, заслонки 20 и 21, трубопровод - 22, отверстие в задней стенке корпуса - 23.
На фиг.4 изображено сечение сверхзвукового профиля по В-В при сдуве пограничного слоя.
Несущий винт вертолета представляет собой втулку с присоединенными к ней лопастями и имеет высокоскоростное устройство, которое состоит из устройства забора воздуха и сдува пограничного слоя со сверхзвуковым профилем в концевой части каждой лопасти 1 (фиг.1), трубопровода подачи сжатого воздуха - 2, гибких шлангов - 3, кольцевой емкости на втулке несущего винта - 4 и электронно-импульсного механизма управления заслонками - 5. Лопасть состоит из лонжерона с противовесами, к лонжерону крепится металлическая обшивка с сотовым заполнителем, на передней поверхности лонжерона расположены противообледенительные ламели, прикрытые оковкой, имеется устройство сигнализации повреждения лонжерона, комлевая часть с наконечником для крепления лопасти к втулке, а к средней части лопасти замком типа ласточкина хвоста крепится концевая часть лопасти со сверхзвуковым профилем 1 (фиг.1), представляющая собой устройство для забора воздуха с давлением скоростного напора и сдува пограничного слоя (фиг.3 и 4). Устройство представляет собой пустотелый корпус 13 (фиг.3), который вместе с расположенными сзади обшивкой 14 и сотовым заполнителем 15 образуют сверхзвуковой профиль. Отличие сверхзвукового профиля лопасти (фиг.3) от традиционного (фиг.2) в том, что его относительная толщина меньше и равна не более 10,4%, верхняя поверхность имеет меньшую кривизну и посередине изогнута вниз, нижняя поверхность профиля со значительно меньшей кривизной в передней части, в задней части большая изогнутость вверх и хвостовая часть отклонена вниз. При этом переход от дозвуковой части профиля к сверхзвуковой выполнен плавным в конце средней части лопасти. В передней части корпуса устройства 13 (фиг.3) по всей его длине выполнены круглые отверстия 16 для забора воздуха с давлением скоростного напора, в задней части выполнены косые отверстия 17 для выхода сжатого воздуха в месте изогнутости верхней поверхности профиля, посередине. Внутри корпуса, спереди, и у задней стенки, вверху расположены два однотипных механизма «открытия-закрытия» отверстий входа и выхода воздуха, состоящих из тяговых реле 18 и 19, заслонок с цилиндрическими поверхностями 20 и 21. За задней стенкой корпуса 13 расположен трубопровод 22 подвода сжатого воздуха через отверстие 23 в задней стенке от наступающей лопасти.
4
2
4
2
На максимальных скоростях полета вертолета и выше (форсированных режимах полета) устройство работает следующим образом. При периодическом прохождении лопастью сектора 46° (по углу азимута Ψ от 67° до 113°) срабатывает переднее тяговое реле 18 (фиг.3), его заслонка 20 открывает отверстие забора воздуха 16 в передней части устройства с давлением скоростного напора, пропорционального квадрату средней скорости 11 (фиг.1) обтекания воздухом устройства. Эта скорость равна сумме окружной скорости вращения средней части устройства и скорости полета. При этом задняя заслонка 21 (фиг.3) устройства закрыта и сжатый воздух подается через отверстие 23 в задней стенке корпуса 13 по трубопроводу 22 за лонжероном через гибкий шланг 3 (фиг.1), кольцевую емкость 4 на втулке и трубопровод противоположной по азимуту отступающей лопасти во внутреннюю полость корпуса ее устройства. В этой лопасти при прохождении ею сектора 46° (по углу азимута Ψ от 247° до 293°) передняя заслонка 20 (фиг.4) закрыта, а задняя 21 открыта своим тяговым реле 19. Сжатый воздух, подводящийся из наступающей лопасти во внутреннюю полость корпуса 13 данной отступающей лопасти, вытекает через отверстия 17 в средней верхней части профиля за счет разности давлений скоростных напоров на концевых частях наступающей и отступающей лопастей. В этом секторе средняя скорость обтекания воздухом устройства 12 (фиг.1) равна разности скорости вращения средней части устройства и скорости полета, а давление скоростного напора значительно меньше. При увеличении скорости полета перепад давлений скоростных напоров увеличивается. Так, при окружной скорости конца лопасти 215 м/с и скорости полета 250 км/ч (70 м/с) перепад давлений равен 3,7·10H/м, а при скорости полета 450 км/ч (125 м/с) перепад равен 6,6·10H/м.
За один полный оборот каждой лопасти на форсированных режимах полета вертолета передняя заслонка 20 (фиг.3) устройства открывается своим тяговым реле 18 только в секторе 46° (по углу азимута Ψ от 67° до 113°), в остальных положениях лопасти реле обесточено и заслонка закрыта. Задняя заслонка 21 (фиг.4) за один полный оборот каждой лопасти открывается только в секторе 46° (по углу азимута Ψ от 247° до 293°), а в остальных положениях лопасти ее тяговое реле 19 обесточено и заслонка 21 закрыта. Срабатывание обоих тяговых реле устройства происходит от электронно-импульсного механизма 5 (фиг.1), например, по аналогии с распределителем электронного зажигания автомобиля, детали которого расположены на верхней крышке и на валу главного редуктора, передача сигналов по электрическим проводам, расположенным за лонжероном в сотовой части каждой лопасти.
Таким образом, применение несущего винта вертолета с высокоскоростным устройством позволяет увеличить скорость полета выше максимальной за счет сверхзвукового профиля концевых частей лопастей, который отодвигает на большие числа М возникновение волнового кризиса для наступающих лопастей и позволяет увеличить критический угол атаки, при котором происходит срыв потока с верхней поверхности концов отступающих лопастей, а также увеличить их подъемную силу за счет большей кривизны профиля и сдува пограничного слоя, что полностью компенсирует увеличение зоны обратного обтекания 6 (фиг.1) при увеличении скорости полета. Полеты на этих форсированных режимах позволяют повысить боевые возможности и боевую эффективность отечественных вертолетов. Предлагаемое устройство работает без дополнительных затрат энергии, имеет относительно простую конструкцию по сравнению с конструкцией адаптивных крыльев самолетов, по аналогии с которыми можно было бы создать адаптивные лопасти несущего винта вертолета.
Общая площадь отверстий забора, выхода воздуха, диаметр трубопроводов подачи сжатого воздуха, гибких шлангов, объем и размеры кольцевой емкости на втулке несущего винта определяются из газодинамического расчета для конкретного типа вертолета. Высокая эффективность работы предлагаемого изобретения обеспечивается при четном количестве лопастей несущего винта.