EA033705B1 - Rotor-wing for aircraft - Google Patents
Rotor-wing for aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- EA033705B1 EA033705B1 EA201600489A EA201600489A EA033705B1 EA 033705 B1 EA033705 B1 EA 033705B1 EA 201600489 A EA201600489 A EA 201600489A EA 201600489 A EA201600489 A EA 201600489A EA 033705 B1 EA033705 B1 EA 033705B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- rotor
- wing
- blades
- aircraft
- rotation
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
- B64C27/24—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with rotor blades fixed in flight to act as lifting surfaces
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки.The invention relates to aircraft and, in particular, to aircraft vertical take-off and landing.
Технический результат, на достижение которого направлено заявляемое устройство, заключается в оснащении летательного аппарата (ЛА) вертикального взлета и посадки таким ротор-крылом, которое способствует увеличению его скорости и эффективности.The technical result, the achievement of which the claimed device is directed, is to equip the aircraft (LA) of vertical take-off and landing with such a rotor wing, which helps to increase its speed and efficiency.
Технический результат достигается тем, что ротор-крыло имеет возможность останавливать свое вращение в полете в таком положении, которое обеспечивает создание неподвижным ротор-крылом подъемной силы с высоким аэродинамическим качеством при продольном движении ЛА вперед. С этой целью ротор-крыло имеет лопасти, конус вращения которых направлен своим основанием вниз таким образом, что плоскость вращения ротор-крыла имеет некоторый положительный угол атаки относительно набегающего потока. Это делается для того, чтобы оптимизировать конфигурацию такого роторкрыла для совершения горизонтального полета ЛА в режиме с неподвижным ротор-крылом с большой скоростью и экономичностью. С этой целью лопасти ротор-крыла имеют симметричный относительно средней аэродинамической хорды (САХ) двояковыпуклый чечевицеобразный профиль без геометрической крутки.The technical result is achieved by the fact that the rotor-wing has the ability to stop its rotation in flight in such a position that ensures the creation of a stationary rotor-wing of a lifting force with high aerodynamic quality with the longitudinal movement of the aircraft forward. For this purpose, the rotor-wing has blades, the cone of rotation of which is directed with its base down so that the plane of rotation of the rotor-wing has a certain positive angle of attack relative to the incoming flow. This is done in order to optimize the configuration of such a rotor wing for performing horizontal flight of an aircraft in the regime with a fixed rotor wing with high speed and economy. For this purpose, the rotor-wing blades have a biconvex lenticular profile symmetrical with respect to the average aerodynamic chord (MAR) without a geometric twist.
Из аэродинамики известно, что, для того чтобы крыло, имеющее симметричный профиль, создавало подъемную силу, его следует расположить с некоторым положительным углом атаки по отношению к набегающему потоку [1]. После фиксации ротора в неподвижном положении две его лопасти, имеющие стреловидность 30° по САХ и нулевой угол атаки по вращению, тем не менее будут иметь близкие к оптимальным углы атаки по направлению к набегающему потоку, которые зависят от угла конуса вращения и плоскости вращения как α+β/3 (фиг. 1). Если при этом наклонить плоскость вращения таким образом, чтобы она образовывала положительный угол атаки, равный по величине углу конусности ротора, тогда лопасть ротора, направленная вперед по потоку, будет иметь нулевой угол атаки для минимизации вредного сопротивления. Также она может иметь заранее предусмотренный конструктивно небольшой положительный угол атаки, который равен разности углов атаки плоскости вращения ротор-крыла и его конуса вращения.From aerodynamics it is known that in order for a wing having a symmetrical profile to create lift, it should be positioned with a certain positive angle of attack with respect to the incident flow [1]. After the rotor is fixed in a fixed position, its two blades having a sweep of 30 ° along the SAX and a zero angle of attack in rotation will nevertheless have close to optimal angles of attack in the direction of the incoming flow, which depend on the angle of the cone of rotation and the plane of rotation as α + β / 3 (Fig. 1). If, at the same time, the plane of rotation is tilted so that it forms a positive angle of attack equal to the angle of taper of the rotor, then the rotor blade directed upstream will have a zero angle of attack to minimize harmful resistance. It can also have a structurally small positive angle of attack, which is equal to the difference in the angle of attack of the plane of rotation of the rotor-wing and its cone of rotation.
Поскольку предлагаемое ротор-крыло оптимизировано для полета с высокой скоростью в самолетном режиме, то центр давления такого ротор-крыла в режиме остановленного вращения должен располагаться в непосредственной близости от центра тяжести ЛА. В режиме остановленного вращения при движении ЛА вперед центр давления предлагаемого ротор-крыла располагается позади оси вращения. Поэтому в режиме вращения такое ротор-крыло будет создавать момент кабрирования, который необходимо скомпенсировать для обеспечения устойчивости ЛА. Это возможно сделать при помощи маршевой двигательной установки с отклоняемым вектором тяги (ОВТ) или дополнительным крылом, находящемся в потоке от вращающегося ротора, или тем и другим способом совместно.Since the proposed rotor wing is optimized for high-speed flight in airplane mode, the center of pressure of such a rotor wing in the stopped rotation mode should be located in close proximity to the center of gravity of the aircraft. In the stopped rotation mode when the aircraft moves forward, the center of pressure of the proposed rotor wing is located behind the axis of rotation. Therefore, in the rotation mode, such a rotor-wing will create a moment of cabling, which must be compensated to ensure the stability of the aircraft. This can be done with the help of a marching propulsion system with a deflected thrust vector (OVT) or an additional wing located in the stream from the rotating rotor, or both together.
Равнодействующая подъемной силы у такого ротора в режиме вращения направлена под углом к вертикальной плоскости, перпендикулярной корпусу ЛА, таким образом, что одна составляющая направлена вверх, а другая - назад, против преимущественного направления движения ЛА (фиг. 1). Направленную назад составляющую подъемной силы возможно скомпенсировать пропульсивной силой, создаваемой маршевой двигательной установкой, предназначенной для обеспечения продольного перемещения ЛА.The resultant lifting force of such a rotor in the rotation mode is directed at an angle to a vertical plane perpendicular to the aircraft body, so that one component is directed up and the other back, against the preferred direction of aircraft movement (Fig. 1). The backward component of the lifting force can be compensated for by the propulsive force created by the mid-flight propulsion system designed to provide longitudinal movement of the aircraft.
Предлагаемое техническое решение не вытекает явным образом из существующего уровня техники, так как указанные особенности не встречаются в прототипе или других известных ЛА. С использованием указанных особенностей ротор-крыло и ЛА, оснащенный таким ротор-крылом, приобретают несколько новых полезных свойств, не имеющихся у прототипов.The proposed technical solution does not follow explicitly from the existing level of technology, since these features are not found in the prototype or other known aircraft. Using these features, the rotor-wing and aircraft equipped with such a rotor-wing acquire several new useful properties that are not available in the prototypes.
Такое распределение давлений на ротор-крыле, приводящее к моменту кабрирования от вращающегося ротор-крыла, дает возможность увеличить скороподъемность на режиме взлета за счет использования части энергии маршевой двигательной установки с отклоняемым вектором тяги (ОВТ), перенаправив ее для подъема ЛА. Для этого сопла маршевой двигательной установки поворачивают к низу. Таким образом, пикирующий момент от двигателей с ОВТ с отклоненными вниз под углом менее 45° соплами, будет уравновешивать момент кабрирования от ротор-крыла. Очевидно, что при этом двигатели маршевой двигательной установки должны находиться позади от центра масс ЛА. Одна из составляющих вектора тяги от маршевой двигательной установки при этом будет направлена вверх (фиг. 2). Такое распределение приложенных к ЛА сил позволяет компенсировать снижение тяги подъемного ротор-крыла в сравнении с обычным ротором, связанное с его конусностью, наклоном, отсутствием геометрической крутки и относительно небольшой ометаемой площадью, посредством отбора мощности маршевой двигательной установки для цели подъема ЛА. Кроме того, такое распределение приложенных сил увеличивает устойчивость и управляемость ЛА на взлете, посадке и переходных режимах. Ранее для этой цели в аппаратах вертикального взлета и посадки приходилось применять отклонение газовой струи маршевого двигателя на угол до 90°. Такое отклонение струи маршевого двигателя сложно в техническом отношении вызывает потерю тяги, возможность попадания отраженной от поверхности земли струи обратно в двигатель и приводит к эрозии взлетно-посадочной полосы. Кроме того, для стабилизации ЛА и создания дополнительной подъемной силы спереди от центра масс требовалось наличие специальных подъемныхSuch a distribution of pressure on the rotor wing, leading to the moment of cabling from the rotating rotor wing, makes it possible to increase the rate of climb during take-off due to the use of part of the energy of the marching propulsion system with a deflected thrust vector (OVT), redirecting it to lift the aircraft. For this nozzle, the marching propulsion system is turned to the bottom. Thus, the diving moment from the engines with OVT with nozzles deflected downward at an angle of less than 45 ° will balance the moment of cabrio from the rotor-wing. Obviously, in this case, the engines of the propulsion engine must be located behind the center of mass of the aircraft. One of the components of the thrust vector from the propulsion system will be directed upward (Fig. 2). Such a distribution of forces applied to the aircraft makes it possible to compensate for the decrease in the thrust of the lifting rotor-wing in comparison with a conventional rotor, due to its taper, slope, lack of geometric twist and a relatively small swept area, by selecting the power of the main propulsion system for the purpose of lifting the aircraft. In addition, such a distribution of the applied forces increases the stability and controllability of the aircraft during takeoff, landing, and transient conditions. Previously, for this purpose, in vertical take-off and landing apparatuses, it was necessary to use a gas jet deflection of the mid-flight engine by an angle of up to 90 °. Such a deviation of the jet of the marching engine is technically difficult to cause loss of thrust, the possibility of the jet reflected from the surface of the earth returning into the engine and leading to erosion of the runway. In addition, for the stabilization of the aircraft and the creation of additional lifting force in front of the center of mass, the presence of special lifting
- 1 033705 двигателей, которые в горизонтальном полете не нужны.- 1,033,705 engines that are not needed in horizontal flight.
Располагая вектором тяги, который направлен назад по азимуту, можно организовать эффективное торможение ЛА в полете, движение ЛА назад либо повысить его точность висения или маневрирования.Having a thrust vector that is directed backward in azimuth, you can organize effective braking of the aircraft in flight, moving the aircraft backward, or increase its accuracy of hovering or maneuvering.
Задача торможения ЛА с реактивными двигателями в полете решается при существующем уровне техники очень ограниченным набором средств, таких как тормозные щитки, закрылки, интерцепторы. Все перечисленные средства являются пассивными. Их применение не позволяет говорить о тормозном пути ЛА, а только снизить скорость ЛА. Торможение в полете в предлагаемом устройстве может быть осуществлено гораздо более эффективно и с лучшим замедлением за счет активного участия роторкрыла. Такой маневр, как торможение ЛА в полете, очень важен для безопасности воздушного движения в районе аэропортов или в районах с высокой интенсивностью воздушного движения. Также он важен для ЛА военного назначения, так как позволяет уменьшить время нахождения ЛА в зоне поражения средств ПВО противника при выполнении боевой задачи.The problem of braking aircraft with jet engines in flight is solved with the current level of technology by a very limited set of tools, such as brake flaps, flaps, spoilers. All of these funds are passive. Their use does not allow talking about the braking distance of the aircraft, but only reduce the speed of the aircraft. Braking in flight in the proposed device can be implemented much more efficiently and with better deceleration due to the active participation of the rotor wing. Such a maneuver as aircraft braking in flight is very important for the safety of air traffic in the area of airports or in areas with high air traffic intensity. It is also important for military aircraft, as it reduces the time spent by the aircraft in the affected area of enemy air defense assets during a combat mission.
В режиме замедления и последующей остановки вращения ротора в полете такая конструкция позволяет избежать потери подъемной силы по обе стороны ротор-крыла как на наступающей, так и на отступающей лопасти. Это связано с тем, что даже при установке лопастей ротор-крыла на нулевой угол атаки относительно плоскости вращения такое ротор-крыло при движении ЛА вперед будет создавать подъемную силу, которая возникает из-за того, что угол атаки каждой лопасти относительно направления движения ЛА циклически изменяется от минимального, когда лопасть направлена вперед (180° по азимуту), до максимального, когда лопасть направлена назад (0° по азимуту). Это происходит оттого, что сама плоскость вращения имеет положительный угол атаки относительно направления полета. Из аэродинамики известно, что плоскость вращения при быстром вращении можно с определенным приближением рассматривать как несущую плоскость ввиду вязкости воздушной среды. В этой связи, при продольном движении ЛА вперед, подъемная сила ротор-крыла, лопасти которого установлены на нулевой шаг, будет падать при уменьшении оборотов ротора и стремиться к значению подъемной силы неподвижного ротор-крыла. Поскольку в режиме замедления вращения ротор-крыла ЛА, как правило, двигается с ускорением, то можно подобрать такое ускорение ЛА, чтобы подъемная сила ротор-крыла на переходном режиме оставалась постоянной. Обратный процесс будет наблюдаться при замедлении ЛА и управляемой раскрутке ротора. Указанная особенность позволяет осуществить плавный и естественный переход от режима вращения к режиму неподвижного ротор-крыла и обратно.In the mode of deceleration and subsequent stop of the rotation of the rotor in flight, this design avoids the loss of lift on both sides of the rotor wing on both the advancing and retreating blades. This is due to the fact that even when the rotor-wing blades are set to a zero angle of attack relative to the plane of rotation, such a rotor-wing when the aircraft moves forward will create a lifting force that occurs due to the fact that the angle of attack of each blade relative to the direction of motion of the aircraft is cyclically changes from the minimum when the blade is directed forward (180 ° in azimuth) to the maximum when the blade is directed back (0 ° in azimuth). This is because the plane of rotation itself has a positive angle of attack relative to the direction of flight. From aerodynamics it is known that the plane of rotation during fast rotation can be regarded with a certain approximation as the carrier plane due to the viscosity of the air. In this regard, with the aircraft moving longitudinally forward, the lifting force of the rotor wing, the blades of which are set to zero pitch, will decrease with decreasing rotor speed and tend to the value of the lifting force of the fixed rotor wing. Since, as a rule, in the mode of deceleration of rotation of the rotor-wing of an aircraft, the aircraft moves with acceleration, it is possible to select such an acceleration of the aircraft so that the lifting force of the rotor-wing in the transition mode remains constant. The reverse process will be observed when the aircraft slows down and the controlled rotation of the rotor. The specified feature allows for a smooth and natural transition from the rotation mode to the stationary rotor-wing mode and vice versa.
Для управления подъемной силой, создаваемой ротор-крылом, оно оборудуется устройством регулирования общим шагом лопастей ротора, тормозным и замковым устройствами и муфтой передачи крутящего момента, а также устройством управления раскруткой и замедления вращения ротора.To control the lifting force generated by the rotor-wing, it is equipped with a device for controlling the common pitch of the rotor blades, brake and locking devices and a torque transmission clutch, as well as a control device for spinning and slowing down the rotation of the rotor.
Дополнительным преимуществом является возможность использовать относительно простое устройство регулирования общего шага ротора в противовес устройству регулирования индивидуального шага для каждой лопасти, что упрощает, удешевляет и облегчает конструкцию ЛА, а также повышает его безопасность вследствие надежной балансировки ротора и уменьшения вероятности отказов.An additional advantage is the ability to use a relatively simple device for controlling the total pitch of the rotor as opposed to a device for controlling the individual pitch for each blade, which simplifies, cheapens and facilitates the design of the aircraft, as well as increases its safety due to reliable balancing of the rotor and reduce the likelihood of failure.
Для увеличения аэродинамической эффективности ротор-крыло имеет развитую аэродинамическую поверхность втулки ротора преимущественно округлой или многоугольной формы с тем, чтобы совместно с остановленными лопастями ротора образовывать совокупность несущих аэродинамических поверхностей, обладающих высоким аэродинамическим качеством в широком диапазоне рабочих углов атаки. Такая втулка ротора-крыла, так же как и плоскость вращения ротора, имеет положительный угол атаки относительно направления полета (фиг. 1).To increase the aerodynamic efficiency, the rotor-wing has a developed aerodynamic surface of the rotor hub of predominantly round or polygonal shape, so that together with the stopped rotor blades to form a set of bearing aerodynamic surfaces having high aerodynamic quality in a wide range of working angles of attack. Such a rotor-wing sleeve, as well as the plane of rotation of the rotor, has a positive angle of attack relative to the direction of flight (Fig. 1).
Поскольку в самолетном режиме по крайней мере одна лопасть ротор-крыла направлена своей задней кромкой вперед, то для оптимизации аэродинамического качества системы в целом необходимо, по возможности, использовать симметричный относительно средней хорды чечевицеобразный профиль без геометрической крутки. Возможность использования ламинарного двояковыпуклого профиля является преимуществом по сравнению с прототипом. В таком случае, если и возникает необходимость в дополнительной оптимизации при помощи других методов и средств, как, например, с помощью управления пограничным слоем, дополнительной механизацией или воздействием звуковыми колебаниями, то объем необходимой оптимизации будет заметно меньше ввиду того, что предлагаемая конструкция будет иметь несущие свойства и без таких дополнительных средств и методов.Since in airplane mode at least one rotor-wing blade is directed with its trailing edge forward, to optimize the aerodynamic quality of the system as a whole, it is necessary, if possible, to use a lenticular profile symmetrical with respect to the middle chord without geometric twist. The ability to use a laminar biconvex profile is an advantage over the prototype. In this case, if there is a need for additional optimization using other methods and means, such as, for example, by controlling the boundary layer, additional mechanization, or exposure to sound vibrations, the amount of necessary optimization will be noticeably smaller due to the fact that the proposed design will have bearing properties and without such additional tools and methods.
Для снижения угловой скорости вращения ротор-крыла может использоваться сила трения лопастей ротора о воздух, а также создаваемая в дополнительном тормозном устройстве. После снижения угловой скорости вращения ротора до нуля для фиксации его азимутального положения могут использоваться сила трения тормозного устройства и/или различные виды замков.To reduce the angular velocity of rotation of the rotor-wing, the friction force of the rotor blades on the air can be used, as well as created in an additional braking device. After reducing the angular velocity of rotation of the rotor to zero, the friction force of the braking device and / or various types of locks can be used to fix its azimuthal position.
Стандартным положением трехлопастного ротор-крыла после остановки вращения является положение, когда лопасти располагаются в точках 60, 180, 300° по азимуту. При этом две лопасти имеют положительную стреловидность 30° по средней аэродинамической хорде. Учитывая наличие сужения лопастей, угол стреловидности по передней кромке можно довести до 40°. Другие положения лопастей неподвижного ротор-крыла также возможны для каких-либо узких полетных задач, но надо учитывать, что лопасти, установленные с отрицательной стреловидностью, приобретают все свойства крыла обратной стреловидности и их главный недостаток - дивергенцию по скручивающему моменту. В этой связи дляThe standard position of the three-bladed rotor wing after stopping rotation is the position when the blades are located at points 60, 180, 300 ° in azimuth. At the same time, two blades have a positive sweep of 30 ° along the average aerodynamic chord. Given the narrowing of the blades, the sweep angle along the leading edge can be brought up to 40 °. Other positions of the fixed rotor-wing blades are also possible for any narrow flight tasks, but it should be borne in mind that the blades installed with a negative sweep acquire all the properties of the reverse sweep wing and their main drawback is the divergence in torque. In this regard, for
- 2 033705 каждого штатного положения лопастей в режиме неподвижного ротор-крыла должен быть выполнен расчет их прочностных характеристик и введены соответствующие полетные ограничения.- 2 033705 of each nominal position of the blades in the stationary rotor-wing mode, their strength characteristics must be calculated and appropriate flight restrictions introduced.
Дополнительную подъемную силу для такого ротор-крыла будет, при движении ЛА вперед, создавать дискообразная полость втулки, поскольку она также имеет положительный угол атаки и соответствующий профиль. Сама по себе такая аэродинамическая поверхность имеет низкое аэродинамическое качество, однако в совокупности с лопастями ротор-крыла образует эффективное крыло, близкое по форме к оживальному крылу в плане. Такое ротор-крыло имеет форму и профиль, соответствующие совершению полета в сверхзвуковом диапазоне скоростей.An additional lifting force for such a rotor wing will, when the aircraft moves forward, create a disk-shaped cavity of the sleeve, since it also has a positive angle of attack and a corresponding profile. Such an aerodynamic surface itself has a low aerodynamic quality, however, in combination with the rotor-wing blades, it forms an effective wing that is close in shape to the animate wing in plan. Such a rotor-wing has a shape and profile corresponding to flight in the supersonic speed range.
Необходимость иметь втулку ротор-крыла большого диаметра связана также с тем, что лопасти, имеющие жесткое крепление, невозможно выполнить длинными из-за необходимости обеспечения необходимой жесткости конструкции. Также слишком длинные лопасти будут препятствием совершению скоростного полета в режиме остановленного ротора-крыла. Поэтому эффективность сравнительно коротких лопастей для создания подъемной силы в режиме вращения будет тем выше, чем дальше они расположены от центра вращения. Эффективность центральной части ротор-крыла в режиме вращения дополнительно снижена из-за невозможности применить геометрическую крутку лопастей.The need to have a large-diameter rotor-wing bushing is also associated with the fact that the blades having a rigid mount cannot be made long because of the need to ensure the necessary rigidity of the structure. Also, too long blades will be an obstacle to a high-speed flight in the stopped rotor-wing mode. Therefore, the effectiveness of relatively short blades for creating lift in rotation mode will be the higher, the farther they are from the center of rotation. The efficiency of the central part of the rotor-wing in the rotation mode is further reduced due to the inability to apply the geometric twist of the blades.
Развитая втулка ротора необходима для того, чтобы неэффективную с точки зрения создания подъемной силы в режиме вращающегося ротора площадь превратить в эффективную для горизонтального полета аэродинамическую поверхность, которая в совокупности с лопастями ротора будет представлять крыло, обладающее высоким аэродинамическим качеством. Попутно в полости втулки ротора могут размещаться механизмы управления общим шагом ротора, приводы или даже подъемная силовая установка, обеспечивающая вращение ротора, или ее часть. Втулка большого диаметра дает возможность увеличить ширину лопастей в корневой части, повысив их жесткость, и обеспечить значительное сужение лопастей к их концу. Такое сужение необходимо для обеспечения близкого к эллиптическому распределению подъемной силы по размаху лопасти в режиме вращения. Таким образом, размер втулки ротора геометрически связан с заданным сужением, длиной лопастей, а также коэффициентом заполнения у корня лопасти.A developed rotor sleeve is necessary in order to turn an area that is ineffective from the point of view of creating lifting force in a rotating rotor mode into an aerodynamic surface effective for horizontal flight, which together with the rotor blades will represent a wing with high aerodynamic quality. Along the way, in the cavity of the rotor sleeve can be placed the control mechanisms for the common pitch of the rotor, drives, or even a lifting power plant that provides rotation of the rotor, or part thereof. A large diameter sleeve makes it possible to increase the width of the blades in the root part, increasing their rigidity, and to provide a significant narrowing of the blades to their end. Such a narrowing is necessary to ensure close to an elliptical distribution of the lifting force over the span of the blade in rotation mode. Thus, the size of the rotor hub is geometrically associated with a given narrowing, the length of the blades, as well as the fill factor at the root of the blade.
Возможно несколько вариантов реализации подъемной силы на дискообразной втулке ротор-крыла. В самом простом варианте угол атаки дискообразной втулки ротор-крыла соответствует углу наклона плоскости вращения ротор-крыла. Однако если представить нижнюю или верхнюю часть дискообразной полости втулки как сектор шара, то любая часть нижнего или верхнего сектора также будут образовывать фигуру вращения. Прикрепив лопасти ротор-крыла к указанному сектору можно получить иное соотношение углов наклона дисковой части ротор-крыла по отношению к плоскости вращения лопастей и направлению полета. Такая конструкция может понадобиться, в частности, для того, чтобы расположить двигатель и воздухозаборник в дискообразной части ротор-крыла (фиг. 3). Также возможно использование полости втулки ротор-крыла в форме равностороннего треугольника или многоугольника в плане (фиг. 4), а также сводчатой формы как, например, в патенте США № 3159360. Выбор формы дискообразной полости втулки ротор-крыла, а также соотношение углов атаки конуса вращения лопастей и дискообразной части определяются исходя из заданных ТТХ и результатов исследования указанных элементов и их комбинаций с целью максимизации аэродинамического качества такого ротор-крыла и соответствия заданным ТТХ. Наличие аэродинамической подъемной силы на дискообразной части ротор-крыла, которое в совокупности с лопастями, имеющими положительную стреловидность, образует совокупность несущих плоскостей, по форме близкую к оживальному крылу в плане для трехлопастного ротор-крыла, будет способствовать уменьшению эффекта смещения центра давления назад при остановке вращения и увеличении скорости полета, будет уменьшать последствия волнового кризиса, ограничивать развитие срыва потока, начинающегося от концов стреловидных лопастей ротор-крыла, позволит работать такому ротор-крылу на больших углах атаки.Several options for the implementation of lifting force on a disk-shaped rotor-wing sleeve are possible. In the simplest embodiment, the angle of attack of the disk-shaped rotor-wing sleeve corresponds to the angle of inclination of the plane of rotation of the rotor-wing. However, if we represent the lower or upper part of the disk-shaped cavity of the sleeve as a sector of the ball, then any part of the lower or upper sector will also form a figure of rotation. By attaching the rotor-wing blades to the indicated sector, one can obtain a different ratio of the angles of inclination of the disk part of the rotor-wing with respect to the plane of rotation of the blades and the direction of flight. This design may be needed, in particular, in order to position the engine and air intake in the disk-shaped part of the rotor wing (Fig. 3). It is also possible to use the cavity of the rotor-wing sleeve in the form of an equilateral triangle or polygon in plan (Fig. 4), as well as a vaulted shape as, for example, in US patent No. 3159360. The choice of the shape of the disk-shaped cavity of the rotor-wing sleeve, as well as the ratio of angles of attack the cones of rotation of the blades and the disk-shaped part are determined based on the specified performance characteristics and the results of the study of these elements and their combinations in order to maximize the aerodynamic quality of such a rotor wing and compliance with the specified performance characteristics. The presence of aerodynamic lifting force on the disk-shaped part of the rotor wing, which together with the blades having a positive sweep, forms a set of bearing planes, similar in shape to the zonal wing in plan for the three-blade rotor wing, will reduce the effect of shifting the center of pressure back when stopped rotation and increase flight speed, will reduce the effects of the wave crisis, limit the development of stall flow, starting from the ends of the swept blades of the rotor wing, ozvolit operate such rotor-wing at high angles of attack.
Крепление лопасти ротор-крыла выполнено без горизонтальных шарниров. Некомпенсированные маховые движения гасятся вертикальными шарнирами и/или гибкими элементами конструкции. Вертикальные шарниры снабжены упругими элементами, которые гасят и ограничивают маховые движения лопастей. При соответствующем проектировании с целью минимизации амплитуды и энергии остаточных маховых движений имеется возможность в предлагаемом ротор-крыле обойтись без применения также и вертикальных шарниров.The fastening of the rotor-wing blade is made without horizontal hinges. Uncompensated swing movements are damped by vertical hinges and / or flexible structural elements. Vertical hinges are equipped with elastic elements that dampen and limit the flywheel movements of the blades. With appropriate design in order to minimize the amplitude and energy of residual flywheel movements, it is possible to dispense with the use of vertical hinges in the proposed rotor wing.
Благодаря наличию конуса вращения ротор-крыла, направленного своим основанием вниз, и наклона плоскости вращения ротора с образованием положительного угла атаки ротор-крыла имеется возможность избавиться от автомата перекоса или иных устройств управления циклическим шагом лопастей ротора, заменив их упругими элементами конструкции.Due to the presence of a cone of rotation of the rotor wing directed downward by its base, and the inclination of the plane of rotation of the rotor with the formation of a positive angle of attack of the rotor wing, it is possible to get rid of the swashplate or other devices for controlling the cyclic pitch of the rotor blades, replacing them with elastic structural elements.
Известно, что лопасть ротора, имеющая горизонтальный, вертикальный и осевой шарниры (т.е. имеющая три степени свободы), совершает маховые движения и циклически меняет свой шаг. Если обеспечить подобие маховых движений лопасти в зависимости от азимутального положения, то имеется возможность удалить из конструкции горизонтальный шарнир, а лопасть прикрепить к втулке жестким или полужестким креплением. Углы взмаха, которые принимает лопасть, прикрепленная шарнирно, в зависимости от ее азимутального положения при движении ЛА вперед приведены на фиг. 5. Там же приIt is known that the rotor blade, which has horizontal, vertical and axial joints (i.e., having three degrees of freedom), performs flywheel movements and cyclically changes its step. If you provide a similarity of the swing movements of the blade depending on the azimuthal position, then it is possible to remove the horizontal hinge from the structure, and attach the blade to the sleeve with a rigid or semi-rigid mount. The swing angles that the blade accepts pivotally, depending on its azimuthal position when the aircraft moves forward, are shown in FIG. 5. In the same place at
- 3 033705 ведены углы взмаха, которые принимает лопасть предлагаемого ротор-крыла. Из графика видно, что движение лопастей предлагаемого ротор-крыла подобно движению лопастей с шарнирным креплением. Следовательно, имеется возможность не устанавливать горизонтальный шарнир, а остаточную энергию маховых движений рассеивать в гибких элементах конструкции ротора.- 3 033705 the angles of the swing, which takes the blade of the proposed rotor wing. The graph shows that the movement of the blades of the proposed rotor wing is similar to the movement of the blades with a hinge. Therefore, it is possible not to install a horizontal hinge, but to dissipate the residual energy of the flywheel movements in the flexible structural elements of the rotor.
Ротор с шарнирным креплением лопастей, конус вращения которого направлен своим основанием вверх, обладает продольной неустойчивостью. Так, момент кабрирования, возникающий на лопастях, движущихся в переднем секторе от набегающего спереди потока, не демпфируется лопастями, находящимися в заднем секторе. Указанный недостаток в обычном роторе устраняется наличием автомата перекоса и шарнирным креплением лопастей. Однако такой способ создает другую проблему, так как чрезмерное маховое движение лопастей в передней полусфере приводит к излишнему лобовому сопротивлению ротора и препятствует движению ЛА вперед.A rotor with hinged fastening of the blades, the cone of rotation of which is directed upward by its base, has longitudinal instability. So, the moment of cabbage occurring on the blades moving in the front sector from the flow running in front of the stream is not damped by the blades located in the rear sector. The indicated drawback in a conventional rotor is eliminated by the presence of a swashplate and hinged blades. However, this method creates another problem, since excessive flywheel movement of the blades in the front hemisphere leads to excessive frontal drag of the rotor and prevents the aircraft from moving forward.
В предлагаемом ротор-крыле такой недостаток отсутствует, так как момент кабрирования, возникающий на лопастях, находящихся в переднем секторе, демпфируется моментом пикирования, создаваемым лопастями в заднем секторе, поскольку им передается энергия набегающего с нижней стороны продольного потока воздуха. Эта особенность позволяет отказаться от использования автомата перекоса и шарнирного крепления лопастей ротора ввиду значительно меньшей энергии маховых движений лопастей и, как следствие, значительно упростить его конструкцию, снизить вес и увеличить ресурс работы.There is no such drawback in the proposed rotor wing, since the moment of cabling occurring on the blades located in the front sector is damped by the dive moment created by the blades in the rear sector, since the energy of the longitudinal air flow from the lower side is transmitted to them. This feature allows you to abandon the use of a swashplate and swivel mounting of the rotor blades due to the significantly lower energy of the fly-by-hand motions of the blades and, as a result, to significantly simplify its design, reduce weight and increase its working life.
Однако в такой конструкции будет создаваться момент крена в сторону отступающей лопасти. Указанный недостаток легко устраняется в многовинтовой схеме ЛА с наличием четного числа роторов. Для одновинтовой схемы ЛА предлагается использовать перераспределение давления с одной стороны ротора на другую при помощи управления пограничным слоем.However, in such a design, a roll moment will be created in the direction of the retreating blade. This drawback is easily eliminated in a multi-rotor aircraft with an even number of rotors. For a single-rotor aircraft scheme, it is proposed to use pressure redistribution from one side of the rotor to the other by controlling the boundary layer.
Кроме описанного, в предлагаемом техническом устройстве может быть предусмотрен небольшой наклон конуса вращения ротор-крыла в сторону от вертикальной продольной плоскости ЛА. Это может быть сделано для увеличения путевой устойчивости в многовинтовой схеме ЛА и /или лучшей компенсации маховых движений лопастей ротора и моментов крена.In addition to the described, in the proposed technical device, a slight inclination of the cone of rotation of the rotor wing can be provided to the side from the vertical longitudinal plane of the aircraft. This can be done to increase the directional stability in a multi-rotor aircraft design and / or to better compensate for the swing movements of the rotor blades and the heeling moments.
Поскольку в предлагаемом ротор-крыле, в режиме его вращения, углы атаки не будут циклически изменяться ввиду отсутствия автомата перекоса, то в вертикальном шарнире нет необходимости, поскольку энергия маховых движений в горизонтальной плоскости значительно меньше.Since the proposed rotor wing, in the mode of its rotation, the angles of attack will not cyclically change due to the absence of a swashplate, there is no need for a vertical hinge, since the energy of flywheel movements in the horizontal plane is much less.
Поскольку основной полетный режим у такого ЛА - самолетный, то энергию маховых движений можно значительно уменьшить тем, что постепенно уменьшать угол атаки лопастей ротора при наборе продольной скорости ЛА и делать его нулевым при выходе на скорость, достаточную для начала торможения вращения.Since the main flight mode for such an aircraft is aircraft, the energy of the flywheel movements can be significantly reduced by gradually decreasing the angle of attack of the rotor blades when the longitudinal velocity of the aircraft is set and making it zero when reaching a speed sufficient to start rotation braking.
Аналоги предлагаемого ротор-крыла, которые по своему назначению способствуют достижению таких же целей, а именно: увеличение скорости, дальности и топливной эффективности ЛА вертикального взлета и посадки можно объединить в 5 групп.Analogs of the proposed rotor wing, which by their purpose contribute to the achievement of the same goals, namely: increasing the speed, range and fuel efficiency of aircraft of vertical take-off and landing can be combined into 5 groups.
Первая группа - это останавливаемые в полете роторы, которые после взлета убираются в ниши с тем, чтобы уменьшить сопротивление движению ЛА. Эта группа имеет один общий недостаток: механизм уборки ротора, сам ротор и дополнительные обтекатели добавляют значительный вес конструкции ЛА, что не способствует достижению поставленных целей.The first group consists of rotors that are stopped during flight, which, after take-off, are removed into niches in order to reduce the resistance to aircraft movement. This group has one common drawback: the rotor cleaning mechanism, the rotor itself and additional fairings add significant weight to the aircraft structure, which does not contribute to the achievement of goals.
Вторая группа - это останавливаемые в полете роторы, лопасти которых убираются внутрь втулки ротора. Указанной группе присущи те же недостатки, что и первой группе, но в меньшей степени, так как лопасти имеют меньший вес, чем ротор целиком, а сама втулка может быть полезной, с точки зрения аэродинамики, несущей поверхностью.The second group consists of rotors that are stopped during flight, the blades of which are retracted into the rotor hub. The indicated group has the same disadvantages as the first group, but to a lesser extent, since the blades have less weight than the rotor as a whole, and the sleeve itself can be useful, from the point of view of aerodynamics, by the bearing surface.
Третья группа представляет собой ЛА с поворачивающимися в полете роторами, как, например, V22 Osprey. Такой способ оптимизации имеет своими недостатками сложность конструкции и управления ЛА. Кроме этого, ротор большого диаметра, повернутый для создания горизонтальной тяги, теряет свою эффективность уже при скорости 550-600 км/ч, что представляется как непреодолимое препятствие для дальнейшего развития этой схемы.The third group is an aircraft with rotors rotating in flight, such as the V22 Osprey. This optimization method has its drawbacks in the complexity of the design and control of the aircraft. In addition, a large-diameter rotor, turned to create horizontal thrust, loses its effectiveness even at a speed of 550-600 km / h, which seems to be an insurmountable obstacle to the further development of this scheme.
Четвертая группа представляет собой ЛА вертикального взлета и посадки, не имеющих ротора, у которых вертикальная подъемная сила создается струей от газотурбинного двигателя, как, например, Як-141, Harrier. Общим недостатком указанной схемы можно признать низкую топливную эффективность на режиме взлет/посадка, небольшую грузоподъемность, возможность попадания отраженной от поверхности струи газов и мусора в воздухозаборник двигателя, эрозию ВПП от струи горячих химически активных газов.The fourth group is a vertical takeoff and landing aircraft without a rotor, in which the vertical lift is generated by a jet from a gas turbine engine, such as, for example, the Yak-141, Harrier. A common drawback of this scheme can be recognized as low fuel efficiency during take-off / landing, low payload, the possibility of a jet of gases and debris reflected from the surface entering the engine air intake, and erosion of the runway from a jet of hot reactive gases.
И, наконец, пятая группа, к которой принадлежит прототип, представляет собой ротор-крыло, останавливаемое в полете, которое после останова образует совокупность несущих поверхностей, приспособленных в той или иной мере для создания подъемной силы при продольном движении ЛА. За создание пропульсивной силы при этом отвечает отдельная двигательная установка.And finally, the fifth group, to which the prototype belongs, is a rotor-wing, stopped in flight, which after stopping forms a set of bearing surfaces, adapted to one degree or another to create lift in the longitudinal movement of the aircraft. In this case, a separate propulsion system is responsible for creating propulsive force.
Задача формирования и управления подъемной силой крыла у прототипа [патент РФ № 2500578, МПК В64С 27/24] решается тем, что маневрирование аппарата в самолетном режиме в любом скоростном диапазоне полета возможно либо изменением шага крыла-винта (его наклона) в случае выполнения его наклоняемым, либо изменением углов атаки самолетных крыльев (при наличии соответствующихThe task of forming and controlling the wing lift of the prototype [RF patent No. 2500578, IPC ВСС 27/24] is solved by the fact that maneuvering the device in airplane mode in any speed range of flight is possible either by changing the pitch of the wing-propeller (its inclination) if it is performed tilted, or by changing the angles of attack of the aircraft wings (if appropriate
- 4 033705 технических средств), либо изменением направления векторов продольной тяги (Fx1; Fx2) в случае применения управляемых самолетных двигателей 2, 3 и 16, либо управлением векторами тяги (если это предусмотрено устройством силовых установок), либо указанными действиями совместно или выборочносовместно.- 4,033,705 technical means), either by changing the direction of the longitudinal thrust vectors (Fx1; Fx2) in the case of using controlled aircraft engines 2, 3 and 16, or by controlling the thrust vectors (if this is provided by the power plant), or by the indicated actions jointly or selectively.
Описанные в прототипе способы имеют, каждый, свои недостатки, которые устраняются предложенным техническим решением. Так, наклон крыла-винта целиком сопряжен с необходимостью иметь достаточно громоздкие механизмы, которые утяжеляют конструкцию ЛА, снижают его прочность и надежность. Кроме того, такое решение приводит к образованию на вытянутой вперед по потоку лопасти значительного вредного сопротивления, преимущественно индуктивного, из-за увеличенного за счет ее наклона по отношению к набегающему потоку миделя и образовании значительных вихревых течений при сходе потока с ее боковых граней.The methods described in the prototype each have their own disadvantages, which are eliminated by the proposed technical solution. Thus, the inclination of the wing-propeller is entirely associated with the need to have rather bulky mechanisms that weight the aircraft design, reduce its strength and reliability. In addition, such a solution leads to the formation of a significant harmful resistance, mainly inductive, on the blade extended upstream of the blade, due to its inclination with respect to the incoming midsection flow and the formation of significant vortex flows when the flow leaves its side faces.
Вариант с изменением углов атаки самолетных крыльев требует, как было ранее указано, наличия устройства управления индивидуальным шагом каждой лопасти. Такие устройства предложены [патент США № 5405104, МПК В64С 27/24], однако они являются сложными в техническом плане и дорогостоящими. В любом случае создание нескольких каналов управления вместо одного сопряжено с дополнительными затратами как в плане удорожания конструкции, так и в плане массо-габаритных характеристик и снижения надежности. Другие способы, приведенные в прототипе, которые, кроме того, могут включать способы управления пограничным слоем, требуют отбора мощности силовой установки, что при движении в поле силы гравитации эквивалентно увеличению веса.The variant with changing angles of attack of aircraft wings requires, as previously indicated, the presence of an individual pitch control device for each blade. Such devices are proposed [US patent No. 5405104, IPC ВСС 27/24], however, they are technically complex and expensive. In any case, the creation of several control channels instead of one is fraught with additional costs both in terms of the cost of construction, and in terms of weight and size characteristics and reduce reliability. Other methods described in the prototype, which, in addition, may include methods of controlling the boundary layer, require power take-off of the power plant, which when moving in a field of gravitational force is equivalent to an increase in weight.
В прототипах отсутствует явное указание на то, что ротор располагается под углом к набегающему потоку. Это связано с тем, что плоское трехлопастное ротор-крыло, установленное под углом атаки к набегающему потоку, подвергается циклическим перемещениям центра давления во время перехода от режима вращения к режиму неподвижного крыла. Так, когда две лопасти находятся впереди, а одна сзади, центр давления смещается вперед, а когда наоборот, то назад. Это приводит к неустойчивости ЛА в переходном режиме. Однако сказанное справедливо только в отношении плоского ротор-крыла. В отличие от него, в предлагаемом ротор-крыле, в его трехлопастном варианте, центр давления смещается от втулки ротора только назад. Причем это смещение происходит постепенно и только в одну сторону. Центр давления начинает смещаться назад уже при уменьшении углов атаки лопастей ротора и увеличении горизонтальной скорости. После перевода ротора на нулевой угол атаки его центр давления уже находится вблизи его конечного местоположения. Поэтому смещение центра давления во время процесса торможения вращения для такого ротор-крыла минимально.In the prototypes there is no explicit indication that the rotor is located at an angle to the incoming flow. This is due to the fact that a flat three-bladed rotor-wing, installed at an angle of attack to the incoming flow, undergoes cyclic movements of the center of pressure during the transition from the rotation mode to the stationary wing mode. So, when two blades are in front, and one is behind, the center of pressure is shifted forward, and when vice versa, then back. This leads to instability of the aircraft in transition mode. However, the foregoing is true only in relation to a flat rotor wing. In contrast, in the proposed rotor wing, in its three-blade version, the center of pressure is shifted from the rotor hub only back. Moreover, this shift occurs gradually and only in one direction. The center of pressure begins to shift backward already with a decrease in the angle of attack of the rotor blades and an increase in horizontal speed. After the rotor is moved to a zero angle of attack, its center of pressure is already near its final location. Therefore, the displacement of the center of pressure during the braking of rotation for such a rotor wing is minimal.
Еще более стабильным в плане смещения центра давления представляется пятилопастное роторкрыло. Наиболее оптимальным неподвижным положением для пятилопастного ротор-крыла является такое азимутальное положение ротор-крыла, когда одна лопасть направлена вперед (азимут 180°), две лопасти - вперед и в стороны под углом обратной стреловидности -18°, а оставшиеся две лопасти имеют положительную стреловидность 54° по средней хорде. Лопасти, направленные назад, расположены под большим углом атаки по отношению к направлению полета. При этом скос потока, формируемый от передних поверхностей, при попадании на задние уменьшает их эффективный угол атаки вследствие чего подъемная сила, формируемая на передних и на задних лопастях ротор-крыла, выравнивается, а смещение центра давления уменьшается. Опять же сказанное не выполняется в отношении плоского роторкрыла. У плоского ротор-крыла из-за скоса потока центр давления будет смещаться вперед. Пятилопастное ротор-крыло, использующее предлагаемую конфигурацию, можно применять для грузоподъемных ЛА для полетов в дозвуковом диапазоне скоростей.The five-bladed rotor wing seems even more stable in terms of the displacement of the center of pressure. The most optimal fixed position for a five-blade rotor-wing is the azimuthal position of the rotor-wing, when one blade is directed forward (azimuth 180 °), two blades are forward and to the sides at an angle of reverse sweep of -18 °, and the remaining two blades have a positive sweep 54 ° on the middle chord. The blades directed back are located at a large angle of attack with respect to the direction of flight. In this case, the bevel of the flow formed from the front surfaces, when hit on the rear, reduces their effective angle of attack, as a result of which the lifting force formed on the front and rear vanes of the rotor wing is leveled, and the displacement of the center of pressure decreases. Again, the above is not true for the flat rotor wing. In a plane rotor-wing, due to the bevel of the flow, the center of pressure will shift forward. The five-blade rotor wing using the proposed configuration can be used for lifting aircraft for flights in the subsonic speed range.
На лопасть трехлопастного или пятилопастного ротор-крыла, направленную вперед, в режиме неподвижного ротора действуют осесимметричные изгибающие нагрузки, не приводящие к ее разрушению, поскольку они воспринимаются лонжероном и обшивкой.On the blade of a three-blade or five-blade rotor-wing, directed forward, in the stationary rotor mode, axisymmetric bending loads act, which do not lead to its destruction, since they are perceived by the spar and skin.
Все лопасти ротор-крыла должны иметь прочностные характеристики, которые дают возможность лопасти находиться в любом из разрешенных неподвижных положениях в полете. Это необходимо для того, чтобы увеличить число точек, в которых может быть зафиксирован ротор. Число точек, в которых может быть зафиксирован ротор-крыло, должно быть, таким образом, как минимум, равно числу лопастей.All rotor-wing blades must have strength characteristics that enable the blade to be in any of the allowed stationary positions in flight. This is necessary in order to increase the number of points at which the rotor can be fixed. The number of points at which the rotor-wing can be fixed should thus be at least equal to the number of blades.
Известно ротор-крыло X-wing [2], представляющее собой останавливаемое в полете четырехлопастное ротор-крыло, в котором подъемная сила реализуется при помощи управления пограничным слоем. Большим недостатком такой конструкции является то, что в случае отказа двигателя, такое крыло практически не создает подъемной силы. Ротор-крыло, имеющее четыре лопасти, имеет своим недостатком также большие скручивающие моменты на передних лопастях, установленных под углом обратной стреловидности -45° по средней аэродинамической хорде, что может вызвать дивергенцию по скручивающему моменту с их последующим разрушением в полете. Также лопасти, находящиеся позади передних лопастей оказываются в скошенном потоке от передних лопастей. В этой связи центр давления такого ротор-крыла смещается вперед в режиме неподвижного ротора, а условия обтекания лопастей ротора, находящихся сзади, существенно ухудшаются.Known rotor-wing X-wing [2], which is a four-bladed rotor-wing, which is stopped in flight, in which the lifting force is realized by controlling the boundary layer. The big disadvantage of this design is that in case of engine failure, such a wing practically does not create lift. The rotor-wing, which has four blades, also has the disadvantage of large torsional moments on the front blades installed at an angle of reverse sweep of -45 ° along the average aerodynamic chord, which can cause divergence in torsion moment with their subsequent destruction in flight. Also, the blades located behind the front blades are in a beveled stream from the front blades. In this regard, the center of pressure of such a rotor-wing is shifted forward in the stationary rotor mode, and the flow conditions around the rotor blades located at the rear are significantly worsened.
- 5 033705- 5,033,705
Имеются способы, предусматривающие наличие специального профиля лопастей, которые позволяют создавать подъемную силу при любом направлении вращения [патент РФ № 2369525, МПК В64С 27/22; патент США № 3490720, МПК B64C 3/40]. Однако такие профили имеют относительно низкое аэродинамическое качество вследствие того, что они предназначены для создания подъемной силы при нулевом угле атаки и поэтому имеют большую относительную толщину и ребро на нижней поверхности, создающие большое профильное и индуктивное сопротивление.There are methods involving the presence of a special profile of the blades that allow you to create lifting force in any direction of rotation [RF patent No. 2369525, IPC VC 27/22; US patent No. 3490720, IPC B64C 3/40]. However, such profiles have a relatively low aerodynamic quality due to the fact that they are designed to create lift at zero angle of attack and therefore have a large relative thickness and an edge on the lower surface, creating a large profile and inductive resistance.
Патентом РФ № 2500578, МПК В64С 27/24, защищен способ преобразования винта в неподвижное крыло, при котором предлагается останавливать несущий винт в фазе, обеспечивающей оптимизацию аэродинамической схемы ЛА (крыло прямой или обратной стреловидности). При этом не учитывается тот факт, что с таким преобразованием не только существенно смещается центр давления вперед или назад, но также и характер силовых воздействий на лопасти ротора в горизонтальном полете. Поэтому такая оптимизация не будет абсолютно бесплатной. Она потребует, как минимум, увеличения прочности конструкции ротора. В предлагаемом ротор-крыле ротор предлагается останавливать не в любой точке, а в нескольких разрешенных положениях.RF patent No. 2500578, IPC В64С 27/24, protects a method for converting a rotor into a fixed wing, in which it is proposed to stop the rotor in a phase that optimizes the aerodynamic design of the aircraft (forward or reverse sweep wing). This does not take into account the fact that with this transformation not only the center of pressure is shifted forward or backward, but also the nature of the force acting on the rotor blades in horizontal flight. Therefore, such optimization will not be absolutely free. It will require, at a minimum, an increase in the strength of the rotor structure. In the proposed rotor-wing, it is proposed to stop the rotor not at any point, but in several permitted positions.
Дополнительным преимуществом, по сравнению с прототипом, является то, что поток от роторкрыла в режиме вращения направлен не точно вниз, но под некоторым углом к поверхности. Это препятствует попаданию мусора в площадь, ометаемую винтом и, следовательно, в воздухозаборник. Также это позволяет увеличить секундный объем отбрасываемого воздуха и, следовательно, снимать с ротора большую мощность, увеличив нагрузку на ометаемую площадь.An additional advantage, in comparison with the prototype, is that the flow from the rotor wing in the rotation mode is directed not exactly down, but at a certain angle to the surface. This prevents the entry of debris into the area swept by the screw and, therefore, into the air intake. It also allows you to increase the second volume of discharged air and, therefore, to remove more power from the rotor, increasing the load on the swept area.
Дополнительно увеличить отдачу на режиме отрыва от земли для предлагаемого ротор-крыла возможно, применив взлет с подъемом носа ЛА. Для этих целей используется момент кабрирования ротора. Обороты ротора доводятся до таких, при которых ЛА отрывает носовую часть на некоторый угол. Поток от вращающегося ротор-крыла становится более параллельным поверхности, что дает возможность увеличить секундный объем отбрасываемого воздуха и снимать максимальную мощность вблизи поверхности земли. Как результат наклона корпуса ЛА, поток от маршевой двигательной установки с ОВТ с отклоненными вниз соплами становится ближе к вертикальному, ее двигатели переводятся во взлетный режим и происходит отрыв всего аппарата с последующим разгоном и выравниванием. Одновременно с переводом маршевой двигательной установки во взлетный режим имеется возможность менять общий шаг ротор-крыла и угол отклонения газовой струи маршевого двигателя для увеличения скороподъемности и балансировки ЛА на требуемом угле подъема.In addition, it is possible to increase the return on the take-off mode for the proposed rotor wing by applying take-off with a nose lift of the aircraft. For these purposes, the moment of rotor cabling is used. Rotor revolutions are brought to those in which the aircraft tears off the nose at a certain angle. The flow from the rotating rotor-wing becomes more parallel to the surface, which makes it possible to increase the second volume of discharged air and remove maximum power near the surface of the earth. As a result of tilting the aircraft hull, the flow from the main propulsion system with an OBT with nozzles deflected downward becomes closer to the vertical one, its engines are put into take-off mode and the whole apparatus is detached, followed by acceleration and leveling. Simultaneously with the transfer of the marching propulsion system to take-off mode, it is possible to change the total pitch of the rotor wing and the angle of deviation of the gas jet of the marching engine to increase the rate of climb and balance the aircraft at the required elevation angle.
Список первоисточников.List of primary sources.
1. Практическая аэродинамика. ВВАУЛ Филиал ВУНЦ ВВС ВВА им. Проф. Жуковского и Ю. Гагарина, htpp://www.svvaul.ru/.1. Practical aerodynamics. VVAUL Branch VUNC Air Force VVA them. Prof. Zhukovsky and Y. Gagarin, htpp: //www.svvaul.ru/.
2. Техническая информация (Обзоры и рефераты по материалам зарубежной печати), № 17, сентябрь 1983 год. Отделение научно-технической информации ЦАГИ.2. Technical Information (Reviews and abstracts from foreign press), No. 17, September 1983. Department of scientific and technical information TsAGI.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EA201600489A EA033705B1 (en) | 2016-06-24 | 2016-06-24 | Rotor-wing for aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EA201600489A EA033705B1 (en) | 2016-06-24 | 2016-06-24 | Rotor-wing for aircraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| EA201600489A1 EA201600489A1 (en) | 2017-12-29 |
| EA033705B1 true EA033705B1 (en) | 2019-11-19 |
Family
ID=60765453
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| EA201600489A EA033705B1 (en) | 2016-06-24 | 2016-06-24 | Rotor-wing for aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| EA (1) | EA033705B1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4555219A (en) * | 1984-08-23 | 1985-11-26 | United Technologies Corporation | Hub-mounted actuators for blade pitch collective control |
| RU2385267C1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-03-27 | Виталий Владимирович Павлов | Method to convert disk wing |
| RU2500578C1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-12-10 | Сергей Николаевич ПАВЛОВ | Rotary-wing aircraft |
| RU2550589C1 (en) * | 2014-02-27 | 2015-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) |
-
2016
- 2016-06-24 EA EA201600489A patent/EA033705B1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4555219A (en) * | 1984-08-23 | 1985-11-26 | United Technologies Corporation | Hub-mounted actuators for blade pitch collective control |
| RU2385267C1 (en) * | 2008-12-24 | 2010-03-27 | Виталий Владимирович Павлов | Method to convert disk wing |
| RU2500578C1 (en) * | 2012-07-02 | 2013-12-10 | Сергей Николаевич ПАВЛОВ | Rotary-wing aircraft |
| RU2550589C1 (en) * | 2014-02-27 | 2015-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EA201600489A1 (en) | 2017-12-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CA2979607C (en) | Wing extension winglets for tiltrotor aircraft | |
| US8337156B2 (en) | Method of flight in an expanded speed range using thrust vectoring propellers | |
| JP4072205B2 (en) | Heavy aircraft performing vertical takeoff and landing | |
| RU2670356C2 (en) | Aircraft capable of vertical take-off | |
| US11685522B2 (en) | Lift rotor and vertical or short take-off and/or landing hybrid aerodyne comprising same | |
| RU2500578C1 (en) | Rotary-wing aircraft | |
| RU168554U1 (en) | High-speed combined helicopter (rotorcraft) | |
| WO2017158417A1 (en) | Vertical take off and landing aircraft with four tilting wings and electric motors | |
| WO2015101346A1 (en) | Aircraft and method for converting aircraft structure form during flight | |
| EP3549858A1 (en) | Flying apparatus | |
| CN108528692B (en) | A folding-wing dual-rotor aircraft and its control method | |
| US20080272244A1 (en) | Hybrid Aircraft | |
| US9187175B1 (en) | Flying-wing and VTOL flying-wing aircraft | |
| WO2015133932A2 (en) | Rotary-wing aircraft with vertical liftoff | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| US6845941B2 (en) | Rotary/fixed wing aircraft | |
| CN108423157B (en) | Two-blade propeller suitable for tilting rotor aircraft | |
| CN103754360B (en) | A kind of flying saucer rotorcraft | |
| CN104973241A (en) | Unmanned aerial vehicle with main and auxiliary multi-rotor structure | |
| RU2550589C1 (en) | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) | |
| Hu et al. | The research on the performance of cyclogyro | |
| Armutcuoglu et al. | Tilt duct vertical takeoff and landing uninhabited aerial vehicle concept design study | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| EP4337527B1 (en) | Aircraft | |
| EA033705B1 (en) | Rotor-wing for aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ KZ KG TJ TM |