устройство для управления результирующей аэродинамической силой винта

Формула изобретения

Устройство для управления результирующей аэродинамической силой винта, содержащее винт с одной или более лопастями и механизм изменения угла установки лопасти, выполненный в виде цилиндра, охватывающего вал винта рядом со ступицей, на котором с возможностью осевого перемещения размещены концентричные втулки, взаимодействующие при помощи приводов с цилиндром с одной стороны и посредством ролика и механизма возврата, соединенного с лопастью, с другой стороны, отличающееся тем, что торцы втулок, контактирующие с роликом, имеют ступенчатую форму, а цилиндр выполнен с возможностью вращения вокруг своей оси при помощи индивидуального привода и содержит упоры для предотвращения его осевого перемещения.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиастроению, в частности к устройству для управления результирующей аэродинамической силой винта.

Патентуемое устройство для управления результирующей аэродинамической силой винта применимо в авиации в качестве устройства создания тяги и дополнительной подъемной силы, обеспечивающего повышенную маневренность летательных аппаратов. Возможна установка этих устройств в качестве несущих винтов на самолетах, вертолетах и вертикально взлетающих аппаратах. Возможно применение в спортивной и штурмовой авиации в качестве устройства непосредственно управления боковой силой.

Важной проблемой практической аэродинамики летательных аппаратов с винтовыми движителями является повышение их летных и маневренных характеристик. Один из путей решения этой проблемы усовершенствование непосредственного винтового движителя.

Известны различные устройства для улучшения характеристик винтов путем управления величиной и направлением результирующей аэродинамической силы винта.

Известно, например, устройство управления величиной результирующей аэродинамической силы или толкающих винтов (Ромасевич В.Ф. Самойлов Г.А. Винт изменяемого шага. В кн: Практическая аэродинамика вертолетов. М. Воениздат, 1980, с. 77).

С увеличением скорости полета летательного аппарата на винте постоянного шага, то есть угол установки лопастей винта относительно плоскости вращения винта постоянен, углы атаки лопастей уменьшаются, тем самым снижая тягу. Винт изменяемого шага по мере увеличения скорости полета позволяет увеличивать углы установки лопастей, обеспечивая постоянную величину углов атаки, тем самым сохраняя тягу до значительно больших скоростей полета. Кроме того, при необходимости винт изменяемого шага обеспечивает реверс тяги, то есть изменение направления силы тяги на противоположное. Таким образом, используя винт изменяемого шага, можно управлять величиной и направлением силы тяги вдоль оси вращения винта.

Однако описанное устройство не позволяет отклонять вектор результирующей аэродинамической силы в сторону от направления оси вращения винта для повышения летных и маневренных характеристик летательных аппаратов.

Известно устройство управления результирующей аэродинамической силой винта при помощи автомата перекоса (Ромасевич В.Ф. Самойлов Г.А. Практическая аэродинамика вертолетов. М. Воениздат, 1980, с. 85). Лопасти винта, закрепленные в ступице с возможностью вращения вокруг своей оси, посредством рычажной системы взаимодействуют с внутренним кольцом подшипника, схватывающего с зазором вал винта. Внешнее кольцо подшипника связано посредством другой рычажной системы с органами управления. Подшипник имеет возможность совершать угловые колебания вокруг двух взаимно перпендикулярных осей в продольном и поперечном направлениях.

Такое устройство позволяет изменять общий шаг лопастей, регулируя величину тяги, как и в случае винта изменяемого шага, и, кроме того, изменять циклический шаг лопастей, фиксируя их под различными углами установки по азимуту описываемой лопастями окружности, тем самым отклоняя направление вектора результирующей аэродинамической силы в стороны от направления оси вращения винта. Это позволяет повысить маневренность летательного аппарата. Такое устройство широко используется на вертолетах.

Однако отклонение вектора результирующей аэродинамической силы в сторону от направления оси вращения винта возможно только на незначительный угол (до 20 градусов). Это обусловлено плавным изменением угла установки лопасти по азимуту и конструктивными ограничениями.

Таким образом, существующие устройства управления результирующей аэродинамической силой винта не позволяют отклонять вектор результирующей аэродинамической силы в сторону от направления оси вращения винта на угол более 20 градусов.

Задачей настоящего изобретения является создание устройства управления результирующей аэродинамической силой винта, позволяющего отклонять вектор действия этой силы от направления оси вращения винта на угол 90 градусов, обладающее простым конструктивным исполнением и надежное в эксплуатации.

Эта задача решена тем, что в устройстве, содержащем винт с одной или более лопастями и механизм изменения угла установки лопасти, выполненный в виде цилиндра, охватывающего вал винта рядом со ступицей, на котором с возможностью осевого перемещения размещены концевые втулки, взаимодействующие при помощи приводов с цилиндром с одной стороны и посредством ролика и механизма возврата, соединенного с лопастью, с другой стороны, согласно изобретению торцы концентричных втулок, контактирующие с роликом, имеют ступенчатую форму и обеспечивают установку лопасти в заданные выше режимы, а цилиндр выполнен с возможностью вращения вокруг своей оси для управления нулевым азимутальным положением при помощи индивидуального привода и содержит упоры для предотвращения его осевого перемещения и сохранения заданных втулками режимов.

Такое устройство для управления результирующей аэродинамической силой позволяет наилучшим образом обеспечить аэродамические режимы работы лопастей винта, повысить коэффициент полезного действия винта, а также повысить маневренность летательного аппарата в целом.

Сущность изобретения заключается в следующем. Лопасть винта при движении по азимуту на участке от 0 до радиан устанавливается таким образом, чтобы угол атаки соответствовал максимальным или наивыгоднейшим режимам работы профиля лопасти, то есть коэффициент подъемной силы профиля Cy max или качество K max. При движении на участке от до 2 радиан лопасть устанавливается таким образом, чтобы угол атаки лопасти соответствовал режиму минимальной подъемной силы и сопротивления профиля лопасти, то есть Cy 0 и коэффициент сопротивления профиля Cx min. При этом возникают несбалансированные моменты, действующие в двух плоскостях (Mx и My). Один момент будет направлен в сторону, противоположную вращению винта, и действовать в его плоскости вращения, другой будет действовать в плоскости, перпендикулярной плоскости вращения винта, и разворачивать летательный аппарат в сторону участка описываемой окружности от до 2 радиан.

Если компенсировать эти моменты еще одним винтом с синхронным вращением в противоположную сторону, расположив его ось вращения параллельно либо соосно, или каким-либо другим устройством, например органами управления летательного аппарата, то на летательный аппарат будет действовать суммарная сила, направление которой не будет совпадать с направлением оси вращения винта. Управление направлением этой силы осуществляется изменением углов установки лопастей и положением нуля азимута лопасти.

В результате реализации конструкции, заложенной в изобретении, летательный аппарат приобретает кроме тяги еще и дополнительную подъемную или боковую силу, улучшается его маневренность за счет получения возможности непосредственного управления боковой силой. Исследованиями установлено, что коэффициент полезного действия винта увеличивается приблизительно на 10-15%

Фиг. 1 показывает устройство, выполненное согласно изобретению, изображенное в изометрии. Фиг. 2 упрощенно изображает вид сверху на концентричные втулки, когда их взаимное расположение обеспечивает установку углов лопастей, одинаковых для обоих участков от 0 до p радиан и от до 2 радиан. Фиг. 3 упрощенно изображает вид сверху на концентричные втулки, когда их взаимное расположение обеспечивает установку углов лопастей, больших для участка от 0 до 2 радиан. Фиг. 4 упрощенно изображает вид сверху на концентричные втулки, когда их взаимное расположение обеспечивает установку углов лопастей, больших для участка от до 2 радиан. Фиг. 5 содержит векторные диаграммы скоростей и сил, действующих на отдельный элемент лопасти, движущейся по азимуту на участке от 0 до радиан. Фиг. 6 содержит векторные диаграммы скоростей и сил, действующих на отдельный элемент лопасти, движущейся по азимуту на участке от до радиан. Фиг. 7 упрощенно изображает возникновение моментов при движении лопасти на участке от 0 до радиан. Фиг. 8 упрощенно изображает возникновение боковой силы.

Устройство для управления результирующей аэродинамической силой винта, выполненное согласно изображению (фиг. 1), содержит вал 1, жестко связанный со ступицей 2 и посредством стакана 3 с лопастью 4. Количество лопастей 4 обусловливается принятой конструкцией летательного аппарата. Лопасти имеют возможность варьирования угла установки. Вблизи ступицы 2 на вал 1 посажен цилиндр 5 с возможностью вращения вокруг своей оси с помощью индивидуального привода 6. Цилиндр 5 содержит упоры 7 для предотвращения его осевого перемещения. На цилиндре 5 с возможностью осевого перемещения размещены концентричные втулки 8 и 9 (фиг. 1, 2, 3, 4), которые с одной стороны взаимодействуют с цилиндром 5 (фиг. 1) посредством приводов 10 и 11, а с другой стороны взаимодействуют посредством ролика 12 и механизма 13 возврата с лопастью 4. Втулки 8 и 9 со стороны, контактирующей с роликом 12, имеют ступенчатую форму для обеспечения углов установки лопастей заданным способом. Привод 6 может быть выполнен в виде червячной передачи и электродвигателя, приводы 10 и 11 могут быть выполнены в виде передачи винт-гайка и электродвигателей, упоры 7 могут быть выполнены в виде упорных подшипников. Возвратный механизм 13 представляет собой, например, пружину, взаимодействующую с одной стороны со штоком, связывающим ролик 12 и лопасть 4, а с другой стороны со ступицей 2.

Работает устройство следующим образом.

Вал 1 вращается с постоянной частотой. Ролик 12 перекатывется по ступенчатому торцу втулок 8 и 9 и, прижимаемый к нему возвратным механизмом 13, задает углы v установки лопасти 4 для различных участков ее азимутального положения. Величины углов v₁ и ₂ зависят от взаимного положения втулок 8 и 9 и расположения этих втулок относительно цилиндра 5. В процессе работы устройства описанное выше расположение втулок регулируется приводами 10 и 11. В случае размещения нулевого азимутального положения лопасти в верхней точке и выполнения условия: ₁ соответствует Cy max, ₂ соответствует Cy 0, на устройстве будут получены тяга P и подъемная сила Y. При необходимости получения боковой силы Fz включается в работу привод 6 и отклоняет нулевое азимутальное положение лопасти в сторону горизонтальной плоскости. Для регулирования величин P и Y необходимо изменять частоту вращения вала 1 и углы установки ₁ и ₂ лопастей 4.

Для лучшего понимания изобретения рассмотрим управление результирующей аэродинамической силой винта на предлагаемом устройстве, иллюстрируемое фиг. 5-8.

Направление оси вращения винта может занимать два основных положения: самолетное когда ось расположена горизонтально, и вертикальное ось расположена вертикально. В случае горизонтального расположения оси азимутальное положение лопасти, соответствующее 0 или 2 радиан, устанавливается в верхней точке описываемой лопастью окружности. На фиг. 5 и 6 показаны векторные диаграммы скоростей и сил для участка от 0 до p радиан и от до 2 радиан в месте сечения лопасти.

На диаграммах обозначены: U₀ окружная скорость лопасти в месте сечения; U₁ полная окружная скорость; u₁ наведенная окружная скорость; V₀ скорость полета летательного аппарата; V₁ - осевая скорость потока; v₁ наведенная осевая скорость потока; W₀ суммарная скорость набегающего потока в месте сечения лопасти; W₁ истинная скорость набегающего потока; a₁ угол атаки профиля в месте сечения лопасти для участка от 0 до радиан; a₂ угол атаки профиля в месте сечения лопасти для участка от до 2 радиан; R полная аэродинамическая сила лопасти; P тяга; Y подъемная сила; v₁ угол установки лопасти на участке от 0 до радиан; v₂ угол установки лопасти на участке от до 2 радиан; w₁ полная наведенная скорость.

Из диаграммы наглядно видно, что на участке от 0 до радиан сила тяги P и подъемная (боковая) сила Y значительно больше, чем на участке от до 2 радиан, что и обусловливает появление моментов (Mx и My), показанных на фиг. 7 и вычисляемых по формулам:

Mx Yl; My Pl,

где l плечо между осью вращения винта и точкой приложения силы.

Моменты необходимо компенсировать. Здесь же видно, что способ позволяет положительно использовать силу Y, которая в случае обыкновенного винта не использовалась.

Соотношение сил P и Y можно регулировать, изменяя число оборотов (величину U₀) винта и углы a атаки, и углы v установки таким образом, что вектор результирующей аэродинамической силы имеет возможность отклоняться от направления оси вращения винта на угол до 90 градусов. Сила Y действует на летательный аппарат импульсами синусоидальной формы, средняя ее величина равна 0,63 максимального значения Y для каждой лопасти, следовательно, чем больше количество лопастей, тем больше средняя величина силы Y, и она может превысить максимальное значение силы Y для одной лопасти.

На фиг. 8 показана схема возникновения боковой силы Fz как следствия смещения азимутального нулевого положения лопасти в сторону горизонтальной плоскости. При увеличении угла отклонения g величина силы Y не изменяется, а ее проекции на вертикальную плоскость (сила Y) и горизонтальную плоскость (сила Fz) соответственно уменьшаются и возрастают. В случае вертикального расположения оси винта управление не изменяется, при этом нулевое азимутальное положение лопасти находится впереди.