устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета

Формула изобретения

Устройство дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащее два продольных гребня, один из которых установлен на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны отступающей лопасти и расположен выше второго продольного гребня, который установлен на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны наступающей лопасти, отличающееся тем, что продольный гребень, расположенный со стороны отступающей лопасти, установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90°-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки, высота этого гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки, а продольный гребень, расположенный со стороны наступающей лопасти, установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 0°-50° от нижней точки поперечного сечения хвостовой балки.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к конструктивным элементам одновинтового вертолета, а именно к устройствам, предназначенным для компенсации реактивного момента несущего винта, и может использоваться для улучшения устойчивости полета вертолета на висении и малых скоростях.

Известны устройства для компенсации части реактивного момента несущего винта, выполненные в виде одного продольного аэродинамического гребня, установленного на хвостовой балке вертолета со стороны отступающей лопасти (Вертолет EH-101, "Jane's, All The World's Aircraft", 1994-95, p.153-157), или в виде одного гребня, установленного на хвостовой балке со стороны отступающей лопасти, и второго гребня, установленного на хвостовой балке со стороны наступающей лопасти ниже первого гребня (патент США №4, 708, 305, НКИ 244-17.19, публикация 1987 г. или патент США №5, 209, 430, НКИ 244-17.19, публикация 1993 г.).

Продольный гребень со стороны отступающей лопасти в известных устройствах преимущественно установлен в верхней четверти поперечного сечения хвостовой балки и работает как интерцептор. За счет отрыва пограничного слоя потока от одного борта хвостовой балки создается разность давлений на боковых поверхностях хвостовой балки при обтекании ее воздушным потоком от несущего винта. Это приводит к появлению боковой силы, совпадающей по направлению с тягой рулевого винта на висении, и, соответственно, момента, частично компенсирующего реактивный момент несущего винта.

В соответствии с описанием к патенту США №5209430 высота верхнего гребня - около двух дюймов, что относительно поперечного сечения балки составляет около 6%. Второй гребень, установленный на хвостовой балке со стороны наступающей лопасти, имеет высоту около одного дюйма.

Наличие и расположение второго гребня в устройстве определяется особенностями потока и конфигурацией хвостовой балки вертолета. При соответствующем расположении второго гребня относительно поперечного сечения хвостовой балки он может смещать точку отрыва потока от поверхности хвостовой балки, противоположной поверхности, содержащей первый гребень, и влиять таким образом на величину боковой силы за счет увеличения площади хвостовой балки с пониженным давлением.

Наиболее близким по конструкции аналогом к заявляемому изобретению является устройство для частичной компенсации реактивного момента несущего винта, описанное в патенте США №5209430 и содержащее один продольный гребень - на верхней части хвостовой балки со стороны отступающей лопасти и второй гребень - на нижней части хвостовой балки со стороны наступающей лопасти несущего винта.

Недостатком известного устройства является относительно невысокая эффективность использования гребней. При рекомендуемых в материалах патента положениях гребней, а также высоте гребня, установленного со стороны отступающей лопасти, не используется эффект увеличения боковой силы за счет реализации суперциркуляционного обтекания хвостовой балки, т.е. отклонения вектора скорости потока от исходного направления, аналогично тому, как это происходит на крыле самолета при отклонении закрылка.

Задачей заявляемого изобретения является существенное увеличение боковой силы на хвостовой балке за счет выбора места расположения первого и второго гребней с учетом импульса силы, возникающей в результате изменения направления скорости потока от несущего винта у хвостовой балки при определенной высоте первого гребня, расположенного на хвостовой балке со стороны отступающей лопасти, обеспечивающего суперциркуляционное обтекание балки.

Поставленная задача решена благодаря тому, что в устройстве частичной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета, содержащем два продольных гребня, один из которых установлен на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны отступающей лопасти и расположен выше второго продольного гребня, который установлен на внешней стороне борта хвостовой балки со стороны наступающей лопасти, - продольный гребень, расположенный со стороны отступающей лопасти, установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки, высота этого гребня составляет не менее 10% от максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки, а продольный гребень, расположенный со стороны наступающей лопасти, установлен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки в диапазоне углов 0-50° от нижней точки поперечного сечения хвостовой балки.

Предложенное расположение гребня со стороны отступающей лопасти в совокупности с предложенной высотой этого гребня сообщает ему функции дефлектора, который существенно изменяет направление вертикального слоя индуктивного потока несущего винта у хвостовой балки от практически вертикального до направления, определяемого плоскостью расположения строительной высоты гребня. Получаемое таким образом суперциркуляционное обтекание балки приводит к возникновению дополнительной силы, направленной в сторону части диска несущего винта с наступающей лопастью. Дополнительно к функции дефлектора этот гребень продолжает работать и как интерцептор: гребень отрывает пограничный слой потока воздуха от борта хвостовой балки, что приводит к повышению давления на поверхности балки ниже места расположения гребня по направлению потока и также приводит к возникновению боковой силы.

Второй гребень обеспечивает затягивание вниз по потоку точки отрыва пограничного слоя, расширяя тем самым зону отрицательного давления на поверхности хвостовой балки со стороны наступающей лопасти несущего винта, и вместе с тем, отделяет зону повышенного давления, возникшую под действием первого гребня, от зоны отрицательного давления, обеспечивая повышение давления на поверхности хвостовой балки со стороны отступающей лопасти и увеличивая величину момента на хвостовой балке, возникающего от действия первого гребня, не менее чем на 15%. Кроме того, второй гребень, создавая барьер между зонами повышенного и пониженного давлений, обеспечивает повышенную устойчивость момента боковой силы на хвостовой балке к влиянию бокового ветра со стороны отступающей лопасти. В результате установки второго гребня величина момента боковой силы при висении с боковым ветром и при полете боком увеличивается более чем на 40% по сравнению с величиной момента, возникающего при установке только первого гребня.

Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета представлено на чертежах, где изображены:

на фиг.1 - вертолет с двумя продольными гребнями на хвостовой балке, вид сверху;

на фиг.2 - вид Б на фиг.1;

на фиг.3 - вид В на фиг.1;

на фиг.4 - вид 3/4 спереди на хвостовую балку;

на фиг.5 - сечение А-А фиг.1;

на фиг.6 - схема обтекания хвостовой балки с двумя гребнями;

на фиг.7 - эпюра распределения давления по поверхности балки.

Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета содержит первый продольный гребень 1, установленный на внешней стороне борта хвостовой балки 2 со стороны отступающей, относительно направления полета, лопасти несущего винта вертолета (фиг.1, 2). Продольный гребень 1 расположен в нижней четверти поперечного сечения хвостовой балки 2, в диапазоне углов 90-140° от верхней точки поперечного сечения хвостовой балки (фиг.2, 4, 5). Высота первого продольного гребня h составляет не менее 10% максимального диаметра D круглой хвостовой балки (или максимальной ширины поперечного сечения хвостовой балки другой формы) для создания суперциркуляционного течения потока 3 вокруг хвостовой балки 2, лежащего в основе принципа действия настоящего устройства.

Устройство содержит также второй продольный гребень 4, установленный на борту хвостовой балки 2 со стороны наступающей лопасти несущего винта вертолета в нижней четверти поперечного сечения в диапазоне углов 0-50° от нижней точки поперечного сечения хвостовой балки (фиг.3, 4, 5). Высота h второго, нижнего гребня 4 составляет не менее 5% максимального диаметра D (или максимальной ширины) хвостовой балки 2.

По длине хвостовой балки 2 продольные гребни располагаются от места стыка хвостовой балки с фюзеляжем до места, соответствующего 0,9 от радиуса R несущего винта вертолета (г=0,9 R_НВ).

Устройство для дополнительной компенсации реактивного момента несущего винта одновинтового вертолета работает следующим образом.

На режиме висения или малой горизонтальной скорости хвостовая балка 2 обтекается, главным образом, индуктивным потоком 3 несущего винта со скоростью V_инд (фиг.7). Продольный гребень 1 работает и как интерцептор, и как дефлектор. Работая как интерцептор, он тормозит и отрывает пограничный слой потока 6 от поверхности хвостовой балки 2 ниже места расположения гребня 1, что приводит к повышению давления на поверхности балки 2 за гребнем 1 и возникновению боковой силы 5. Работая как дефлектор, гребень 1 обеспечивает изменение направления вертикального слоя индуктивного потока 3 над хвостовой балкой 2 от практически вертикального до направления, определяемого плоскостью расположения строительной высоты "h" гребня 1 (фиг.5). Это также приводит к возникновению боковой силы 5, направленной в сторону части диска несущего винта с наступающей по направлению полета лопастью и совпадающей по направлению с силой тяги рулевого винта 6 на режиме висения вертолета (фиг.1).

Нижний продольный гребень 4, расположенный в заданном диапазоне углов нижней четверти поперечного сечения балки со стороны наступающей лопасти, создает барьер между зонами повышенного и пониженного давлений, тем самым увеличивая боковую силу, возникающую на висении при установке верхнего гребня 1. Это повышает также устойчивость работы устройства при висении вертолета с боковым ветром со стороны наступающей лопасти.

В результате действия приведенных факторов на хвостовой балке возникает боковая сила и момент боковой силы относительно оси несущего винта, компенсирующий часть реактивного момента несущего винта дополнительно к моменту, создаваемому рулевым винтом или другим средством управления.

Описанный принцип работы устройства базируется на расчетах и, главным образом, на результатах испытаний крупномасштабных моделей хвостовых балок с гребнями, находящимися в потоке от винта при натурных скоростях потока и числах Рейнольдса, характеризующих отрывное обтекание потоком хвостовой балки с гребнем.

После разгона вертолета до значительных горизонтальных скоростей хвостовая балка обтекается в основном горизонтальным набегающим потоком. На этом режиме верхний гребень 1, имеющий, как правило, отличный от нуля угол между его продольной осью и скоростью набегающего потока, близкий к углу тангажа вертолета, создает дополнительную вертикальную силу, направленную вниз, что улучшает продольную балансировочную характеристику вертолета.

Таким образом, предлагаемое сочетание мест расположения двух продольных гребней и высоты гребня, расположенного со стороны отступающей лопасти несущего винта, позволило реализовать новый режим работы гребней. Благодаря этому существенно увеличилась боковая сила, воздействующая на хвостовую балку и создающая момент для компенсации части реактивного момента несущего винта на режиме висения и малых скоростях.

Использование устройства позволит повысить эффективность управления вертолетом по курсу на режиме висения и малых скоростях полета, улучшить летные характеристики вертолета, уменьшить мощность, передаваемую трансмиссией и потребляемую рулевым винтом.