СООСНЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к устройству вертолетов соосной схемы.
Известны вертолеты одновинтовой схемы с рулевым винтом (http://www.aviastar.org/helicopters_rus/mi-8-r.html), содержащие фюзеляж вертолета каркасной конструкции, состоящий из носовой и центральной частей, хвостовой и концевой балок, шасси, несущий винт, рулевой винт, закрепленный в хвостовой части, силовую установку и топливную систему. Недостатком такого тина вертолетов является относительно невысокая скорость полета, обусловленная особенностями аэродинамики несущего винта, в частности, несимметрией обтекания лопастей двигающихся навстречу скоростному потоку и отстающих лопастей. Несимметрия обтекания вызывает срыв потока на отстающих лопастях и разницу в подъемной силе, требующую компенсационных мер, к примеру, шарнирное крепление лопастей, что в целом снижает несущие характеристики винта.
Известен скоростной гибридный вертолет с большим радиусом действия и оптимизированным подъемным несущим винтом (патент RU, MПК № В64С 27/26, опубл. 20.03.2012), содержащий фюзеляж, двигатель, несущий винт с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей, поверхность, генерирующую аэродинамическую подъемную силу, закрепленную на фюзеляже, поверхности для стабилизации и маневрирования, и один или несколько тянущих винтов. По конструктивному исполнению такой вертолет сложнее, чем описанный ранее вариант, из-за применения множества трансмиссий для привода всех винтов. Скоростные характеристики такого вертолета достигаются распределением подъемной силы между несущим винтом и аэродинамической поверхностью (крылом), при этом, чем больше скорость, тем большую долю подъемной силы берет на себя крыло, тем самым снижая вредное влияние несимметрии обтекания несущего винта. Для предотвращения появления вредного сопротивления возникающего на концах набегающих лопастей при определенных числах Маха (дивергенции сопротивления), скорость вращения несущего винта снижается пропорционально увеличению скорости потока.
Недостатком описанной конструкции является то, что в режиме скоростного полета несущий винт создает часть подъемной силы и при этом не создает тяги, т.е. по факту работает как несущий винт автожира, создавая вредное сопротивление большее, чем обычное крыло той же площади. К тому же несимметрия обтекания все равно присутствует и требует компенсации рулевыми поверхностями (как минимум), что усложняет систему управления и требует специальной подготовки пилота либо обязательное наличие автопилота.
Наиболее близким аналогом к предлагаемому техническому решению является скоростной вертолет сосной схемы использующий аэродинамику несущего винта по «концепции опережающей лопасти» АВС (Advancing Blade Concept) Sikorsky Demonstrator X2 (http://www.membrana.ru/particle/3274), содержащий фюзеляж, двигатель, соосный синхронизированный несущий винт с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей, толкающий винт с управлением общим шагом, поверхности для стабилизации и маневрирования. Проблема несимметрии обтекания практически полностью решается за счет применения соосного синхронизированного винта с жестким крепление лопастей к втулке. Конструктивное исполнение такого вертолета проще, чем у гибридного вертолета, а скоростные характеристики выше - Sikorsky Demonstrator X2 является официально зарегистрированным рекордсменом по скорости полета среди вертолетов.
Недостатком конструкции вертолета фирмы Sikorsky является работа несущего винта на большой скорости в автожирном режиме, т.е. несущий винт создает подъемную силу, а горизонтальная тяга создается толкающим винтом, расположенным в хвостовой части вертолета. Общий КПД вертолета остается не высокий, для полета с той же скоростью самолету с классической аэродинамикой потребуется гораздо меньше затрат энергии.
Задачей предлагаемой полезной модели является создать конструкцию соосного скоростного вертолета способную к вертикальному взлету и висению, скоростному горизонтальному полету и при этом с низкими энергетическими затратами на полет.
Требуемый технический результат достигается тем, что соосный скоростной вертолет, содержащий фюзеляж, двигатель, систему соосных синхронизированных несущих винтов с возможностью управления общим и циклическим шагом, толкающий воздушный винт с осью, расположенной горизонтально и с возможностью управления шагом винта, и аэродинамические поверхности для стабилизации и управления, характеризуется тем, что имеет механизм наклона системы несущих винтов и систему стабилизации вертолета.
Механизм наклона системы несущих винтов состоит из колонки с редуктором и управляется приводом наклона колонки.
Колонка системы несущих винтов имеет шарнирное крепление к фюзеляжу.
Диапазон наклона колонки системы несущих винтов составляет 90°-70° относительно горизонтальной оси вертолета.
Привод наклона колонки выполнен электромеханическим или пневматическим, или гидравлическим.
Система стабилизации вертолета содержит механическую и электронную (автопилот) части.
Механизм управления углом установки горизонтального оперения (ГО) выполнен электромеханическим или пневматическим, или гидравлическим.
Двигатель может быть внутреннего сгорания поршневой или турбореактивный (турбовальный), или электрический.
Сущность полезной модели поясняется чертежами.
На фиг.1 изображен вертолет с указанием основных узлов; фиг.2 система несущих винтов с механизмом наклона колонки; фиг.3 векторные диаграммы скоростей и сил, возникающих при обтекании профиля лопасти несущего винта.
Соосный скоростной вертолет, содержит (фиг.1) фюзеляж 1, на котором шарнирно закреплена система несущих винтов 2, состоящая из колонки 3 (фиг.2), соосных синхронизированных винтов 4 с жестким, креплением лопастей и с возможностью управления общим и циклическим шагом лопастей, при этом колонка 3 содержит редуктор 5 и соосные валы 6. В хвостовой части фюзеляжа 1 выполнено горизонтальное оперение 7 и вертикальное оперение 8, подвижно соединенные с фюзеляжем 1 и снабженные рулями высоты 9 и направления 10, а также механизмом управления углом установки ГО 11. Внутри фюзеляжа установлены двигатель 12; промежуточный редуктор 13; трансмиссия на главный редуктор 14; трансмиссия на хвостовой винт 15; хвостовой толкающий винт 16 с возможностью управления шагом винта; привод наклона колонки 17; электронная система стабилизации (автопилот) 18; механическую связь системы стабилизации 19.
Устройство работает следующим образом.
Двигатель 12, неподвижно установленный в фюзеляже 1, передает мощность посредством промежуточного редуктора 13 и трансмиссии 14 на систему несущих винтов 2, и посредством трансмиссии 15 на хвостовой толкающий винт 16. Промежуточный редуктор 13 выполнен с возможностью пропорционально перераспределять мощность двигателя 12 между системой несущих винтов 2 и хвостовым толкающим винтом 16. Вращение несущих винтов 4 синхронизировано в редукторе 5 и осуществляется при помощи соосных валов 6. Трансмиссия на главный редуктор 14 содержит в своем составе шарнирно соединенные валы с возможностью передачи мощности при любом угловом положении колонки 3. Привод наклона колонки 17 служит для изменения угла наклона колонки 3 и механической связью 19 соединен с горизонтальным оперением 7. Механизм управления углом установки ГО 11 связан с горизонтальным оперением 7, с одной стороны, и приводом наклона колонки 17, с другой стороны, и служит для дополнительной коррекции балансировки (триммирования).
На режиме взлета и висения колонка 3 несущих винтов расположена вертикально или имеет минимальный угол наклона вперед γ=86-90°. Система несущих винтов 2 работает как обычная система соосных винтов вертолета, для обеспечения устойчивости и управляемости используется управление обидим и циклическим шагом винта, рулевые поверхности 7, 8 на данном режиме малоэффективны. При этом энергию двигателя, потраченную на раскрутку винтов, можно условно разделить на два потока: создание подъемной силы (полезное использование) и закрутка потока воздуха ниже винта (потери энергии), при этом относительный КПД будет в районе 0,5-0,7 единиц,
В режиме горизонтального полета колонка 3 наклоняется вперед на угол до 70° (γ=70°), чем выше скорость горизонтального полета, тем больше угол наклона колонки 3. Аэродинамика винта изменяется. Лопасти набегающие (азимутальный участок 0-180°) и лопасти отстающие (азимутальный участок 0-180°) используют подведенную энергию по максимуму. Несимметрия обтекания набегающих и отстающих лопастей попарно компенсируется соосным и синхронизированным вращением верхнего и нижнего винтов 4. При наклоне колонки 3 происходит изменение балансировки вертолета т.к. центр масс смещается назад относительно точки приложения подъемной силы. Для выравнивания положения фюзеляжа вертолета 1 относительно горизонта используется горизонтальное оперение 7. Угол установки оперения 7 относительно фюзеляжа 1 устанавливается таким, чтобы подъемная сила, возникающая на оперении, создавала момент относительно центра масс вертолета достаточный для компенсации перебалансировки. Дополнительные возмущения от неравномерности набегающего потока компенсируются рулями высоты 9 и рулями направления 10 под контролем пилота или автопилота 18.
Во время полета вперед мощность двигателя, потребная для полета, снижается по сравнению с мощностью потребной для висения, и избыток мощности задействуется для вращения толкающего винта 16, расположенного в задней части фюзеляжа, для увеличения скорости полета.
Высокие скоростные показатели при низких энергетических затратах достигаются за счет оптимизированной аэродинамики несущего винта.
На фиг.3 показаны векторные диаграммы скоростей и сил возникающих при обтекании профиля лопасти несущего винта при движении по азимуту описанной окружности в интервалах 0-180° и 180-360°.
Где:
0
U - вектор окружной скорости винта;
0
V - вектор поступательной скорости вертолета;
0
W - результирующий вектор набегающего потока;
1
W - вектор истинной скорости набегающего потока;
1
ω - вектор наведенной скорости;
R - полная аэродинамическая сила профиля лопасти;
Y - подъемная сила профиля в скоростной системе координат лопасти;
1
Y - подъемная сила профиля в скоростной системе координат вертолета;
Х - сила сопротивления профиля в скоростной системе координат лопасти;
Р - вектор тяги в скоростной системе координат вертолета;
α - угол атаки профиля;
β - угол наклона оси вращения винта относительно горизонтальной оси вертолета;
φ - угол установки лопасти относительно плоскости вращения.
0
0
1
Из диаграмм наглядно видно, что при определенном соотношении скорости полета V и скорости вращения винта U на обоих участках азимутального положения результирующая аэродинамическая сила R профиля лопасти имеет положение вверх-вперед в направлении полета вертолета. Т.е. в скоростной системе элемента лопасти имеется в наличии подъемная сила Y и сопротивление элемента лопасти X, а в скоростной системе вертолета эти же силы преобразуются только подъемную силу Y и тягу Р. При этом практически вся энергия, подводимая к винту, используется для создания подъемной силы и тяги, и достигается максимальный КПД несущей системы - 0,92-0,95.
Из рассмотрения диаграмм также очевидно, что ось вращения соосного винта должна быть наклонена на определенный угол по отношению к вектору скорости горизонтального полета вертолета. Если этот угол около 90° (ось вращения винта почти вертикальна), то вектор результирующей аэродинамической силы R на азимутальном участке 0-180° получит направление вверх-назад, что характерно для работы винта в обычном режиме и максимальный относительный КПД будет в районе 0,5-0,7 единиц. Если угол наклона оси винта γ≤70°, то на больших скоростях полета комлевая часть отстающей лопасти, попадающая в зону обратного обтекания, начинает создавать избыточное сопротивление ввиду значительного угла установки лопасти φ, что также снижает КПД несущей системы.
Экспериментально установлено, что диапазон наклона оси вращения винта оптимален в диапазоне 78-70° (γ=78-70°) для диапазона скоростей 250-400 км/ч. При этом КПД достигает максимума 0,92-0,95 при скоростях полета 220-350 км/ч и постепенно снижается до значений 0,75-0,8 при скоростях 350-400 км/ч.
При достижении концами набегающих лопастей скорости 0,7-0,8 Маха обороты несущего винта и подводимая к ним мощность снижаются, а мощность, подводимая к хвостовому толкающему винту 16, увеличивается, таким образом, чтобы скорость концов лопастей несущих винтов никогда не превышала скорости 0,8 Маха - числа Маха дивергенции сопротивления, при котором сопротивление несущих винтов значительно увеличивается, отрицательно влияя на аэродинамическое качество вертолета и, следовательно, на его летно-технические характеристики.
Таким образом, предлагаемый соосный скоростной вертолет, за счет возможности регулирования угла наклона системы несущих винтов, позволяет получить высокие скоростные характеристики к совокупности с низкими энергетическими затратами в полете благодаря улучшенной аэродинамике несущей системы.