Винтокрылые летательные аппараты, несущие винты для них: .вертолеты – B64C 27/04

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам управления летательными аппаратами. Электронная система (1) управления полетом летательного аппарата (100), выполненного с возможностью висения и имеющего, по меньшей мере, один винт (102; 104), выполнена с возможностью работать в ручном режиме управления полетом и в двух автоматических режимах управления полетом, соответствующих режимам полета летательного аппарата. В ручном режиме система (1) управления полетом управляет скоростью вращения винта в ответ на прямые команды от пилота. В автоматических режимах работы система (1) управления полетом автоматически управляет скоростью вращения винта на основе условий полета. Система (1) управления полетом выполнена с возможностью запоминать для каждого автоматического режима управления полетом соответствующую таблицу полета, связывающую различные значения скорости вращения винта с различными значениями, по меньшей мере, одного показателя полета и автоматически управлять скоростью вращения винта в автоматических режимах управления полетом на основе соответствующих таблиц полета. Обеспечивается безопасное автоматическое управление скоростью вращения одного или более винтов летательного аппарата. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Многофункциональный тяжелый транспортный вертолет круглосуточного действия содержит фюзеляж с силовой установкой, общевертолетное оборудование, средства механизации вертолета, органы оперативного управления. Кабина выполнена разделенной перегородкой с дверью на две части - кабину экипажа, рассчитанную на двух членов экипажа, в передней части которой расположена панель для установки радиоэлектронного оборудования, а в задней - дополнительное откидное кресло, и кабину сопровождающих. Внутрикабинная перегородка выполнена в виде закрытой этажерки с технологическими лючками, в которой располагаются блоки приборного оборудования. Комплекс бортового радиоэлектронного оборудования включает комплекс навигационно-пилотажных средств, систему управления вертолетом и силовой установкой, комплекс средств радиосвязи, аппаратуру государственного опознавания, блок коммутации, бортовой комплекс обороны, бортовую метеорадиолокационную станцию, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую телевизионную установку, бортовую систему контроля, систему резервных приборов, пять многофункциональных индикаторов, многофункциональный пульт, внешнее запоминающее устройство и бортовую вычислительную систему. Обеспечивается снижение эксплуатационных расходов и существенное расширение функциональных возможностей вертолета. 2 н. и 1 з.п ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к бортовому оборудованию летательных аппаратов. Комплекс бортового оборудования вертолета содержит комплексную систему электронной индикации и сигнализации, пилотажный комплекс вертолета, пилотажно-навигационную аппаратуру, систему управления общевертолетным оборудованием, информационный комплекс высотно-скоростных параметров, пульты управления общевертолетным оборудованием, систему регулирования внутрикабинного освещения, интегрированную систему резервных приборов, ответчик системы управления воздушным движением, малогабаритную систему сбора и регистрации, комплекс средств связи, генератор цифровых карт, метеонавигационную радиолокационную систему, систему раннего предупреждения близости земли, бортовую систему диагностики вертолета, комплект внутреннего светотехнического и светосигнального оборудования, пульты-вычислители навигационные, аварийные спасательные радиомаяки, систему табло аварийной и уведомляющей сигнализации, основной канал информационного обмена, аудиоканал информационного обмена. Достигается расширение эксплуатационных возможностей, повышение безопасности пилотирования и эффективности применения вертолета, повышение надежности работы комплекса. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Винт (4) вертолета (1) содержит вал (10) трансмиссии, который вращается относительно первой оси (B), ступицу (11), выполненную с возможностью вращения вместе с валом трансмиссии относительно первой оси (В), и лопасти (12), выступающие из ступицы (11) с противоположных сторон относительно первой оси (В) и проходящие вдоль соответствующих вторых осей (С), расположенных поперек по отношению к первой оси (В). Каждая лопасть (12) выполнена с возможностью движения по отношению к ступице (11) и другим лопастям (12) относительно соответствующей четвертой оси (Е), параллельной первой оси (В), относительно соответствующей второй оси (С) и относительно соответствующей третьей оси (D), расположенной поперек по отношению к первой и второй осям (В, С). Винт (4) содержит первые амортизаторы (25) для гашения вибрации, вызванной колебаниями соответствующих лопастей (12) относительно соответствующих четвертых осей (Е), и вторые амортизаторы (50), расположенные между внешней поверхностью основного корпуса ступицы и двумя первыми амортизаторами (25). Первые амортизаторы (25, 25') соединены друг с другом, и каждый из них соединен с соответствующей лопастью (12). В радиальном направлении по отношению к первой оси (В) первые амортизаторы (25) расположены между первой осью (В) и четвертой осью (Е) соответствующей лопасти (12). Достигается снижение вибрации, вызываемой опережающе-запаздывающим движением лопастей. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам компенсации крутящего момента несущих винтов вертолетов. Способ компенсации реактивного момента несущего винта состоит в создании противодействующего крутящего момента, который создается реактивными силами тяги выходного газового потока в виде реактивных струй газотурбинного двигателя вертолета под действием разделенной части энергии, вырабатываемой газогенератором двигателя, с последующим поперечно-тангенциальным внедрением их в воздушный опорный поток, образованный несущим винтом. Крутящий момент несущего винта получен турбиной привода винта из другой части кинетической энергии, вырабатываемой газогенератором с забором воздуха из центральной менее активной зоны винта или за пределами его зоны действия. Регулирование компенсирующего крутящего момента производится изменением равнодействующей сил тяг реактивных струй при противодействии друг с другом без изменения повышенной реакции опорного потока на винт, его создающий, или степенью перераспределения разделяемого кинетического потока двигателя между собой путем возможности его преобразования в реактивные струи в обход турбины привода несущего винта с сохранением неизменяемой силы тяги несущего винта. Достигается увеличение подъемной силы винта. 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам охлаждения агрегатов трансмиссии. Вертолет (1) включает в себя привод (6), содержащий впускной канал (12) воздухозаборника, несущий винт (3), функционально соединенный с приводом (6), и трансмиссию (9), функционально размещенную между несущим винтом (3) и приводом (6) и заключенную в корпус (23). Вертолет (1) содержит, по меньшей мере, один воздухозаборник (20), содержащий первое впускное отверстие (21), связанное по потоку с впускным каналом (12), по меньшей мере, одно второе впускное отверстие (22), связанное по потоку с корпусом (23), а также отклоняющие элементы (30), которые взаимодействуют в процессе эксплуатации с воздушным потоком (F), обеспечивая разделение воздушного потока (F) на первый и второй воздушные потоки. Воздухозаборник (20), кроме того, включает в себя направляющие элементы (31, 32, 37, 53) для направления первого воздушного потока по первой траектории (P), проходящей от отклоняющих элементов (30) к первому впускному отверстию (21), и для направления второго воздушного потока по второй траектории (Q), отделенной от первой траектории (P) и проходящей от отклоняющих элементов (30) ко второму впускному отверстию (22). Обеспечивается оптимальная термодинамическая эффективность двигателя и эффективное охлаждение трансмиссии. 11 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых винтов вертолетов. Рулевой винт (3) вертолета (1) содержит вал (5), вращающийся вокруг оси вращения (А), по меньшей мере две лопасти (6), проходящие вдоль продольных осей, расположенных поперечно по отношению к оси вращения, ступицу (7) для соединения вала (5) с лопастями (6). Лопасть (6) рулевого винта (3) вертолета (1) имеет переднюю кромку (8) и заднюю кромку (9), расположенные напротив друг друга и проходящие вдоль продольной оси (В) лопасти (6). Задняя кромка (9) в процессе эксплуатации взаимодействует с воздушным потоком после передней кромки (8). Лопасть (6) имеет также две расположенные напротив друг друга поверхности (12, 13), проходящие между передней кромкой (8) и задней кромкой (9), и корневую часть (14а), проходящую от первого торца (10), внутреннего по отношению к оси вращения (А) лопасти (6), по направлению ко второму торцу (11), который находится по другую сторону от первого торца (10). Корневая часть (14а) при ее рассечении плоскостью, перпендикулярной передней кромке (8) и задней кромке (9), имеет профиль (G), асимметричный по отношению к хорде (Р), соединяющей переднюю кромку 8 и заднюю кромку 9. Вершины первых торцов лопастей расположены на расстоянии от оси вращения, составляющем от 10% до 25% максимального расстояния между осью вращения и вершинами вторых торцов лопастей. Улучшается аэродинамическая эффективность лопастей и уменьшается нагрузка на лопасти и механизмы управления рулевым винтом. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям рулевых винтов винтокрылых летательных аппаратов. Лопасть (6) рулевого винта (3) вертолета (1) имеет переднюю кромку (8) и заднюю кромку (9), расположенные напротив друг друга и проходящие вдоль продольной оси (В) лопасти (6). Задняя кромка (9) в процессе эксплуатации взаимодействует с воздушным потоком после передней кромки (8). Лопасть (6) имеет оконечную часть (14с), проходящую между базовым сечением (51) и наружным в радиальном направлении по отношению к оси вращения (А) лопасти торцом (11) лопасти (6). Ось вращения (А) находится вне лопасти (6) и поперечна по отношению к продольной оси (В). Длина (d) хорды (Р) в оконечной части (14с) уменьшается в направлении от базового сечения (51) к наружному торцу (11), а передняя и задняя кромки (8, 9) смыкаются на наружном торце (11). Длина хорды составляет d₀ в базовом сечении и уменьшается в направлении от базового сечения к торцу в соответствии с уравнением d=d₀(1-kr ⁿ), где r - расстояние от базового сечения, k и n - постоянные коэффициенты, причем коэффициент n принимает значения в диапазоне от 2 до 11, а коэффициент k равен отношению 1/R, где R - расстояние по радиусу от торца до базового сечения. Достигается повышение аэродинамической эффективности лопасти, ослабление звуковой эмиссии рулевого винта. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиационным средствам подъема и перемещения грузов. Устройство для подъема и перемещения транспортного средства содержит вал, на котором установлен несущий винт, механизм приведения винта во вращение и крепежную конструкцию. Крепежная конструкция выполнена с возможностью соединять механизм с транспортным средством и жестко фиксировать транспортное средство, при этом предусмотрена возможность заезда транспортного средства внутрь крепежной конструкции. Крепежная конструкция содержит домкрат, выполненный с возможностью поднимать транспортное средство так, чтобы ведущее колесо оказалось на весу. Механизм приведения винта во вращение передает вращение с трансмиссии или колеса транспортного средства на несущий винт и установлен снаружи транспортного средства. Устройство подъема и перемещения транспортного средства может содержать хвост с поперечным винтом, выполненный с возможностью выдвигаться из крепежной конструкции. Несущий винт содержит лопасть, состоящую из двух частей, выполненных с возможностью выдвигаться одна из другой под действием центробежной силы. Наиболее удаленная от оси вращения часть соединена с пружиной или тросом. Обеспечивается сохранение целостности транспортного средства при его перемещении в воздухе. 24 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в системах автоматического управления (САУ) турбовинтовыми силовыми установками (СУ) вертолетов. Сущность изобретения заключается в измерении и сравнении частот вращения роторов турбокомпрессоров своего и соседнего двигателей на взлетном режиме. При рассогласовании этих частот больше заданной величины, по сигналу пилота «Чрезвычайный режим», увеличивают настройку ограничителя частоты вращения ротора турбокомпрессора в HP на заданную величину, рассчитываемую в зависимости от температуры и давления воздуха на входе в двигатель. С помощью второго электронного регулятора (РТ) измеряют температуру газов в зоне сопловых аппаратов турбины компрессора и сравнивают ее с предельно допустимой. При увеличении измеренной температуры газов выше предельно допустимой, формируют управляющее воздействие на дозатор топлива в HP и уменьшают расход топлива до тех пор, пока измеренная температура газов не станет ниже предельной. С помощью ЭРД, двумя независимыми датчиками измеряют частоту вращения ротора свободной турбины и сравнивают каждую измеренную частоту с предельно допустимой. Если хотя бы одна измеренная частота превышает предельно допустимую, формируют сигнал пилоту «Превышение частоты вращения ротора двигателя»; а если обе измеренные частоты вращения превышают предельно допустимую - то формируют сигнал на механизм останова в HP и выключают двигатель. Повышается надежность работы силовой установки вертолета. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления турбовинтовыми силовыми установками вертолетов. Способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключается в определении для каждого двигателя величины рассогласования частоты вращения свободной турбины относительно заданной, ее коррекции по величине рассогласования между измеренными крутящими моментами данного и соседнего двигателей. В случае меньшего значения крутящего момента у данного двигателя, осуществляют преобразование скорректированной величины рассогласования в величину необходимого изменения частоты вращения турбокомпрессора, суммирование ее с заданной величиной частоты вращения турбокомпрессора в зависимости от шага несущего винта. Далее осуществляют определение величины рассогласования между заданной и фактической частотой вращения турбокомпрессора и преобразование ее в управляющее воздействие. Далее корректируют заданное значение частоты вращения турбокомпрессоров по величине рассогласования между текущей и заданной частотой вращения несущего винта. Достигается повышение быстродействия регулирования частоты вращения несущего винта. 1 ил.

Изобретение относится к оптико-электронной измерительной технике и может быть использовано для динамической балансировки несущего винта вертолета. Устройство для динамической балансировки несущего винта вертолета содержит оптическую головку, узел обработки видеосигнала, узел вывода информации, датчик ускорения и узел обработки сигнала датчика. Узел обработки сигнала датчика ускорения содержит аналогово-цифровой преобразователь, буфер-накопитель, адаптивный фильтр, блок анализа разбалансировки, полосовой фильтр и блок быстрого преобразования Фурье, Выход датчика ускорения через аналогово-цифровой преобразователь соединен с буфером-накопителем, который накапливает сигнал датчика ускорения в течение одного оборота винта. Выходы буфера-накопителя соединены с блоком накопления информации, с блоком индикации, с входом адаптивного фильтра и с входом полосового фильтра. Выход адаптивного фильтра соединен с входом блока анализа разбалансировки и с входом блока индикации. Выход полосового фильтра соединен с входом блока индикации и с входом блока быстрого преобразования Фурье, выход которого соединен с входом блока индикации. Выход блока распознавания первой лопасти соединен с входом буфера-накопителя, с входом адаптивного фильтра и с входом блока анализа разбалансировки. Достигаются возможность определения степени и направления смещения центра тяжести относительно оси несущего винта, и получение информации о весовой коррекции. 1 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к вертолетостроению. Вертолет содержит несущий винт и рулевой винт. В хвостовой части вертолета на вертикальной оси шарнирно установлен тангажный винт с возможностью отклонения оси винта вперед или назад. Привод рулевого и тангажного винтов производится общим валом через дифференциал. Достигается улучшение устойчивости, повышение маневренности и безопасности вертолета. 1 ил.

Заявляемое изобретение относится к системам автоматического управления полетом вертолета по крену и тангажу, использующим комбинированную систему управления КСУ, содержащую систему дистанционного управления СДУ и систему автоматического управления САУ. Система автоматического управления угловым положением вертолета содержит датчик угла, датчик положения ручки управления, датчик угловой скорости, последовательно соединенные первый сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика положения ручки управления, а второй вход соединен с выходом датчика угловой скорости, и привод, второй сумматор, последовательно соединенные третий сумматор, первый вход которого соединен с выходом датчика угла, четвертый сумматор, пятый сумматор и ограничитель, выход которого соединен со вторым входом привода. В систему дополнительно введены интегрирующее устройство, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и ограничением, электронный автотриммер и запоминающее устройство, фиксирующее значение данного сигнала в момент включения режима «ручка-угол». Обеспечивается устойчивость по скорости вертолета, а также постоянство градиентов управления , и максимальных значений углов крена и тангажа вертолета во всем диапазоне изменения скоростей полета. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно, к тактильным системам предупредительной сигнализации для вертолетов. Система оповещения о перенапряжении газотурбинного двигателя вертолета включает рычаг общего шага и устройство тактильной предупредительной сигнализации, включающее в себя вибратор рычага общего шага, функционально присоединенный к указанному рычагу общего шага. Также система включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры на выходе турбины, средства для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя и для измерения температуры на выходе турбины и других фактических параметров во время полета вертолета, средства приведения в действие указанного устройства тактильной предупредительной сигнализации. Кроме того, в состав системы входят средство для увеличения величины тактильной предупредительной сигнализации и средство для постоянного увеличения частоты или амплитуды тактильной предупредительной сигнализации в ответ на приближение опасного состояния. Технический результат заключается в обеспечении безошибочного тактильного предупреждения и избежания повреждений газотурбинного двигателя. 6 ил.

Изобретение относится к беспилотному вертолету с двигателем внутреннего сгорания и предназначенным для него топливным баком. Вертолет содержит узел, расположенный в самонесущем корпусе и состоящий из двигателя внутреннего сгорания и трансмиссии. Корпус частично закрыт со всех сторон и предпочтительно выполнен из армированной углеродными волокнами пластмассы. Носовая часть вертолета соединена с передней частью упомянутого корпуса. Достигается уменьшение веса и размеров вертолета. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к оборудованию вертолетов. Устройство для транспортировки грузов на внешней подвеске вертолетов содержит не менее трех радиально ориентированных балок (1), закрепленных на днище фюзеляжа вертолета (2). На балках установлены проушины (3), на них подвешены соответствующие тросы (4) подвески. Нижние концы тросов оснащены захватными органами (5), зацепленными за такелажные узлы (6) корзины (7), несущей груз (8). Изобретение направлено на ликвидацию раскачивания груза при транспортировке при всех допустимых режимах полета. 3 ил.

Изобретение относится к авиации. Вертолет содержит каркас (1), винтомоторную установку, которая крепится к базовой конструкции с возможностью кругового наклона на требуемый угол относительно вертикальной оси вертолета. Соосные винты (4) имеют жесткое крепление лопастей с автоматической авторотацией от центробежной силы. Лопасти винтов моно- или решетчато-щелевые, по длине цельные или складные. Во втором варианте на корпусе вертолета установлены аэродинамические крылья путевого продвижения и поворота вертолета. В третьем варианте одновинтовой вал от двигателя или редуктора около винта разделен карданной передачей, которая имеет карданный шарнир равных угловых скоростей, заключенный в шаровой чашечный шарнир. Изобретение уменьшает вес вертолета, уменьшает расход топлива, увеличивает КПД двигателя и несущего винта. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к конструкциям транспортных вертолетов с грузовой кабиной. Транспортный вертолет содержит грузовую кабину, имеющую в задней части грузовой люк, закрывающийся аппарелью (5), шарнирно закрепленной на пороге пола грузовой кабины и снабженной люком, выполненным симметрично относительно продольной оси симметрии вертолета. Люк снабжен крышками (6). оси шарниров крышек люка аппарели расположены параллельно оси симметрии вертолета и обеспечивают возможность откидывания внутрь грузовой кабины вертолета. Снаружи аппарели в проеме люка установлен экран (9) коробчатой формы. Экран имеет возможность поворота относительно проема люка как внутрь грузовой кабины, так и наружу с возможностью фиксации его в промежуточных положениях. Экран выполнен с возможностью размещения на нем стрелковой точки и установки на него съемного выравнивающего настила. Изобретение повышает безопасность посадки вертолета, повышает эффективность применения стрелкового вооружения и улучшает аэродинамические характеристики вертолета. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Группа изобретений относится к технике защиты от перегрузки вертолетных двигателей. Система защиты от перегрузки включает компьютер для хранения данных и устройство ввода, например клавиатуру, для ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Предусмотрен температурный датчик для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя вертолета. Фактическая температура сравнивается с профилем безопасной температуры, и вода и/или спирт инжектируются в двигатель в случае, когда фактическая температура превышает безопасную температуру. Раскрыто применение размещенного на земле резервуара для использования во время запуска и бортового резервуара для использования во время полета. Группа изобретений позволяет исключить «горячие запуски» газотурбинного двигателя и режимы его перегрузки в процессе полета вертолета. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области вертолетостроения. Вертолет содержит несущую систему, силовую установку, фюзеляж с левым и правым пилонами, переднюю стойку и две основные опоры трехточечного шасси, средства крепления груза в подфюзеляжном пространстве. Рабочие места двух пилотов с системами управления расположены в двух отдельных кабинах, которые установлены под левым и правым пилонами, позади центра тяжести вертолета. При этом носовая часть фюзеляжа имеет вертикальную опору, на которой закреплена передняя стойка шасси, а основные опоры шасси закреплены под левой и правой кабинами. Изобретение направлено на повышение удобства и безопасности погрузочно-разгрузочных и краново-монтажных работ. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к вертолетам, и предназначено для регистрации полетной информации. Вертолет содержит датчики исходных параметров и бортовое средство контроля и регистрации полетных данных, выполненное в виде твердотельного магнитного накопителя с обнулением информации при записи новой в режиме «кольцо», контрольный разъем для подключения наземного устройства обработки информации, устройство согласования, обеспечивающее запись сигналов от термопар двигателей, датчик высоты, датчик положения ползуна автомата перекоса, датчики замера продольного и поперечного перемещения ручки управления вертолетом, датчик замера хода штока хвостового редуктора, при этом устройство согласования и датчики связаны с твердотельным магнитным накопителем через распределительную коробку. Техническим результатом изобретения является увеличение функциональности. 1 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть применено при создании новых конструкций вертолетов с одним несущим винтом. Вертолет содержит несущий и рулевой винт, фюзеляж, включающий кабину экипажа с органами управления, редуктор с двумя валами противоположного вращения, автомат перекоса, шасси, хвостовую балку, на конце которой расположены стабилизатор, киль, руль поворота и руль высоты. Рулевой винт расположен под фюзеляжем в специально установленной обечайке. Под фюзеляжем установлены поплавковая система и водомет. Техническим результатом является уменьшение веса вертолета и возможность эксплуатации в различных природных условиях, что, в свою очередь, улучшает летные характеристики вертолета. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Стратегический вертолет содержит вертикальный цилиндрический фюзеляж (1) и несущие соосные винты (2). Фюзеляж выполнен по схеме «труба в трубе», а все агрегаты вертолета размещаются в пространстве, образованном между стенками внешней трубы и внутренней сквозной трубы, для установки внутри сквозной полости фюзеляжа ракеты с возможностью ее пуска. Изобретение повышает маневренность вертолета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к авиации. Спасательный вертолет включает фюзеляж (1) и соосные винты (4), причем винтов может быть два или более и они могут быть разного диаметра. По меньшей мере один из винтов - управляемый с изменяемым шагом, а остальные - с фиксированным шагом. Во втором варианте вертолет имеет хвостовую балку (5) с эластичной пневмокамерой (6) на конце, причем при поднятой балке блокируется снижение тяги. В третьем варианте двигатель и редуктор размещены в отдельной мотогондоле (2), расположенной над фюзеляжем на пилонах и/или эластичных вставках. Изобретение повышает эффективность работы несущего винта. 3 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к вертолетам. Способ полета вертолета при отказе силовой установки с механическим приводом винтов заключается в том, что на вертолете устанавливают пневматическое силовое устройство (11), которое работает в режиме пневматического двигателя, при этом воздушный вход (14) пневматического устройства соединяют через управляемый пневморегулирующий аппарат (17) с газовым баллоном (18), в который перед полетом закачивают сжатый газ до высокого давления. В полете при отказе силовой установки (4) на этапе авторотационного планирующего спуска включают пневматическое силовое устройство и соединяют его вал (12) через трансмиссию (6) с валом винта (8). Во втором варианте на вертолете дополнительно устанавливают пневматическое силовое устройство, которое может дистанционно переключаться либо в режим работы пневматического двигателя, либо в режим работы компрессора. Изобретение повышает безопасность полета. 2 н. и 6 з.п. ф-лы. 2 ил.

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к вертолетам. Вертолет содержит тяговый двигатель и несущий винт с вертикальной осью, на вершине которой располагается четное количество, но не менее четырех лопастей. Вертолет также содержит соединительное устройство, выполняющее роль трансмиссии в режиме работы тягового двигателя, а в режиме работы стартовых двигателей - роль механизма обгонной муфты. Каждая вторая лопасть несущего винта имеет расчетно-укороченный размер габаритной длины и включает в свое устройство один или несколько элементарных работающих, например, на твердом топливе стартовых двигателей. Изобретение позволяет повысить безопасность при аварийной посадке вертолета. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации и конструкции фюзеляжей вертолетов. Фюзеляж легкого вертолета содержит каркас средней части, каркас задней части с отсеком как минимум для одного двигателя (10), шасси, главный редуктор (28), а также набор подкрепляющих продольно-поперечных элементов каждой из частей фюзеляжа с обшивкой, формирующих внешние обводы вертолета. Каркас средней части выполнен из двух усиленных шпангоутов (11, 12) и состыкованных с ними трех панелей (13, 14, 15), причем шпангоуты установлены во взаимонаклонных друг к другу плоскостях так, что расстояния между верхними частями шпангоутов меньше, чем между нижними. Две из упомянутых панелей расположены в плоскостях, близких к горизонтальной, при этом одна панель (13) расположена по всей длине фюзеляжа на уровне общего пола кабины экипажа и транспортного отсека, вторая панель (14) расположена на уровне верхних частей усиленных шпангоутов и продлена консольно вперед от усиленных шпангоутов и назад от них по всей длине каркаса задней части фюзеляжа, а третья панель (15) выполнена по длине равной первой панели (пола) и ортогонально состыкована с ней в продольной плоскости симметрии подпольной части фюзеляжа. Изобретение обеспечивает прочность и аварийную безопасность конструкции. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к винтокрылым летательным аппаратам. Вертолет содержит фюзеляж (1) с пилотской кабиной (2), моторный отсек (3) с одним несущим винтом (4), хвостовую балку (5) с рулевым винтом (6), колесное шасси. Фюзеляж оснащен передней продольной балкой (7), к концу которой закреплена пилотская кабина (2), оснащенная катапультными креслами, и смонтированы дополнительные несущие винты меньшего диаметра так, что лопасти винтов не проходят над ней. Изобретение повышает безопасность полетов. 4 ил.

Изобретение относится к области вертолетостроения и может использоваться в качестве легкого летательного аппарата с безопасным вертикальным взлетом и посадкой. Вертолет содержит несущую раму, на которой закреплены шасси, стабилизационный руль с тягами, кабина и топливный бак, силовую установку и два соосных несущих винта, вращающихся в противоположные стороны. Силовая установка выполнена в виде моторной рамы и звездообразного двигателя внутреннего сгорания с воздушным охлаждением, вращающимся блоком цилиндров и двумя выходными валами отбора мощности, расположенными соосно и с противоположных сторон двигателя с возможностью их вращения в противоположные стороны. Двигатель с несущими винтами установлен внутри моторной рамы. Сам двигатель размещен между несущими винтами, а последние выполнены с постоянным шагом. Моторная рама соединена с несущей рамой шарнирной траверсой, установленной соосно оси валов отбора мощности, и телескопической стойкой, расположенной за кабиной на периферийной части моторной рамы, при этом между телескопической стойкой и кабиной расположен топливный бак, а за телескопической стойкой расположен стабилизационный руль. Техническим результатом заявленного изобретения является увеличение КПД и экономичности энергетической установки при снижении металлоемкости вертолета, снижение веса и габаритов вертолета, а также упрощение его управляемости. 3 ил.