Боевой вертолет

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов. Боевой вертолет содержит газотурбинные двигатели и комплекс ракетного вооружения. Газотурбинные двигатели снабжены системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости и мощности, которая включает форсунки для впрыска воды на вход компрессора каждого двигателя, электромагнитные краны подачи воды в форсунки, водяной баллон с трубопроводом подвода воздуха из-за последних ступеней компрессоров двигателей и электрическую схему управления электромагнитными кранами. Для подготовки двигателей к воздействию выхлопных струй ракет электрическая схема управления электромагнитным краном подачи воды в форсунки каждого двигателя подсоединена к кнопке «пуск» системы управления пуском ракет через реле времени для прекращения подачи воды в форсунки через заданное время. В системе управления пуском ракет последовательно с кнопкой «пуск» установлено реле времени для задержки схода ракет на время выхода двигателей на режим повышенной газодинамической устойчивости. Подачу воды к форсункам каждого двигателя осуществляют два параллельно подключенных электромагнитных крана для сохранения подачи жидкости при отказе одного из кранов. Изобретение направлено на снижение влияния выхлопных газов ракет на работу двигателей. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов и предназначено для вертолета с силовой установкой, имеющей два газотурбинных двигателя и систему впрыска воды, а также оснащенному ракетными пусковыми установками.

Известно негативное влияние на работу газотурбинных двигателей вертолета высоких температур воздуха и низкого давления в условиях жаркой погоды, а также заброса собственных выхлопных газов двигателей, вызывающего повышение температуры воздуха и неравномерное температурное поле на входе в компрессор двигателя, которое заключается в снижении максимальной мощности и уменьшении запаса устойчивости двигателя (Масленников М.М. и др. Газотурбинные двигатели для вертолетов. - М.: Машиностроение, 1969, с.151-152). При эксплуатации двигателя вследствие эрозионного износа газовоздушного тракта компрессоров от воздействия пыли, поднимаемой несущим винтом при взлете и посадке вертолета, эффект снижения газодинамической устойчивости усугубляется.

Для боевого вертолета, оснащенного комплексом ракетного вооружения, также существует проблема повышения температуры воздуха на входе в двигатели (и снижения мощности и запаса устойчивости) в результате задува выхлопных газов от ракет, имеющих температуру более высокую, чем выхлопные газы двигателя.

Применяемые на боевых самолетах системы кратковременного повышения запаса устойчивости двигателей, включающие прикрытие направляющих аппаратов компрессора, срезку подачи топлива и другие, снижают тягу двигателей (мощность). Боевые вертолеты для повышения боевой живучести вынуждены летать на малых высотах, поэтому на них не могут применяться используемые на боевых самолетах упомянутые известные средства повышения запасов газодинамической устойчивости двигателя, уменьшающие мощность и приводящие к снижению высоты полета.

Известна используемая для кратковременного восстановления мощности двигателя система впрыскивания жидкости (воды) через форсунки, установленные перед компрессором двигателя (Шляхтенко С.М. Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей. - М.: Машиностроение, 1987, с.374-375). При впрыске воды на вход компрессора двигателя за счет ее интенсивного испарения в тракте компрессора происходит снижение температуры воздуха на входе двигателя. Впрыск воды, как показывают исследования, является эффективным средством форсирования мощности двигателя и, одновременно, повышения запасов газодинамической устойчивости.

Известна система, использующая упомянутый эффект от впрыскивания жидкости (описанная как пример реализации «Способа кратковременного увеличения запасов газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя в экстремальных условиях его эксплуатации» по патенту РФ №2261351, публ. 2005), в которой устройство впрыска жидкости в проточную часть компрессора подключено к блоку управления, вход которого связан с датчиками, регистрирующими возникновение экстремальной ситуации двигателя, в частности со штатными датчиками продольных и поперечных перегрузок, воздействующих на конструкцию двигателя или самолета при выполнении им динамического маневра. Впрыск жидкости происходит в течение времени превышения величиной перегрузок ее порогового уровня, а увеличение запасов газодинамической устойчивости сопровождается увеличением тяги двигателя.

Однако применительно к вертолету такие сигналы или параметры не могут быть использованы в системе кратковременного увеличения запасов газодинамической устойчивости газотурбинного двигателя, а других параметров, «свидетельствующих о возникновении экстремальной ситуации двигателя», не предложено в упомянутом патенте. Кроме того, такая система, работающая «по состоянию», то есть после возникновения и регистрации «экстремальной ситуации», не может быть использована, в частности, для кратковременного увеличения запасов газодинамической устойчивости двигателей на боевом вертолете в условиях возникновения экстремальной ситуации в результате пуска ракет.

Известен наиболее близкий по конструкции к заявляемому боевой вертолет МИ-24, принятый в качестве прототипа (Эксплуатационно-техническая документация вертолета МИ-24, Москва, 2000, с.6, рис.1, и с.13, рис 1). Вертолет имеет силовую установку из двух газотурбинных двигателей с системой кратковременного повышения мощности двигателей, которая включает водяной баллон, комплект форсунок для впрыска воды на входные тоннели компрессора каждого двигателя и электромагнитные краны подачи воды в форсунки. Водяной баллон соединен с трубопроводом подвода воздуха из-за последних ступеней компрессоров двигателей, что обеспечивает саморегулируемость системы по расходу жидкости в зависимости от режима работы газотурбинных двигателей.

Система имеет электрическую схему управления электромагнитными кранами. Включение в работу системы (и отключение) осуществляется летчиком с помощью тумблера, установленного на ручке управления общим шагом несущего винта, и используется преимущественно при взлете вертолета в упомянутых выше климатических условиях. При поступлении питания на электромагнитные краны вода под действием давления воздуха вытесняется из баллона, поступает к форсункам, распыляется и засасывается вместе с воздухом в двигатели. Время продолжительности впрыска определяется летчиком по состоянию работы двигателя, например, в условиях взлета.

Однако для использования на боевом вертолете системы кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости газотурбинных двигателей при забросе выхлопных газов ракет момент включения и продолжительность впрыска воды в условиях стрельбы могут быть выбраны с учетом времени, необходимого для подготовки двигателя к неблагоприятным условиям работы. При этом быстродействие исполнительных элементов системы должно быть минимальным и совместимым с системой прицеливания и с системой пуска ракет. Задачей, решаемой предлагаемым техническим решением, является создание конструкции боевого вертолета, оснащенного комплексом ракетного вооружения и системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости газотурбинных двигателей, уменьшающих влияние на работу газотурбинных двигателей выхлопных газов, забрасываемых при стрельбе ракетами, установленными на вертолете.

Поставленная задача решена благодаря тому, что в боевом вертолете, оснащенном комплексом ракетного вооружения с системой управления пуском ракет и содержащем силовую установку с газотурбинными двигателями и с системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости двигателей, которая включает форсунки для впрыска воды на вход компрессора каждого двигателя, электромагнитные краны подачи воды в форсунки, водяной баллон с трубопроводом подвода воздуха из-за последних ступеней компрессоров двигателей и электрическую схему управления электромагнитными кранами, в соответствии с предлагаемым техническим решением в системе кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости двигателей электрическая схема управления электромагнитным краном подачи воды в форсунки каждого двигателя подсоединена к кнопке «пуск» системы управления пуском ракет через реле времени для прекращения подачи воды в форсунки через заданное время, а в системе управления пуском ракет последовательно с кнопкой «пуск» установлено реле времени для задержки схода ракет на время выхода двигателей на режим повышенной газодинамической устойчивости.

При этом система кратковременного повышения газодинамической устойчивости и мощности двигателей снабжена вторыми, подсоединенными параллельно первым, электромагнитными кранами подачи воды в форсунки каждого двигателя.

Введение в электрическую схему управления вооружением реле временной задержки сигнала на сход ракет от кнопки «пуск», а также электрическое соединение кнопки «пуск» с пусковыми реле схемы управления электромагнитными кранами обеспечивают упреждающую подачу воды на вход компрессоров двигателей для подготовки двигателей к воздействию выхлопных струй ракет и повышают запас газодинамической устойчивости двигателей, тем самым предотвращая срывные помпажные явления. Время срабатывания реле задержки сигнала на пуск ракет (время опережения сигнала на подачу воды) выбрано из условия его достаточности для выхода двигателя на режим повышенной газодинамической устойчивости в режиме впрыска воды до схода ракет. Система требует установки специально разработанных быстродействующих электромагнитных кранов, а также максимального приближения электромагнитных кранов и водяного баллона к форсункам. Кроме того, перед включением требуется предварительный продув воды от специальной кнопки для заполнения трубопроводов и форсунок жидкостью перед включением системы в работу. Введение в электрическую схему управления каждой парой электромагнитных кранов реле времени для прерывания впрыска воды обеспечивает подачу сигнала на отключение электромагнитных кранов через заданное время от начала режима впрыска, достаточное для схода самой длинной серии ракет. Дополнительные, вторые электромагнитные краны в системе подачи воды к комплекту форсунок для каждого из двух двигателей установлены и подсоединены в схеме параллельно первым электромагнитным кранам и предназначены для повышения надежности работы устройства.

Применение впрыска охлаждающей жидкости позволяет повысить запасы газодинамической устойчивости нового двигателя на 15%, а у двигателя с изношенным пылью газовоздушным трактом не только восстановить их до состояния нового двигателя, но и превысить его значение с одновременным повышением мощности каждого двигателя на 8-27%.

Подача воды на вход в компрессор двигателя через форсунки мелкодисперсного распыла путем вытеснения жидкости из баллона давлением воздуха, отбираемого из-за компрессора двигателя, делает систему впрыска воды на вход в двигатель саморегулируемой по расходу в зависимости от режима двигателя: позволяет сохранить необходимый процент подаваемой жидкости к количеству воздуха, поступающего в двигатель в пределах около 1,5%.

Система включает общий баллон на все двигатели, объем которого зависит от количества пусков ракет с большим тепловым воздействием на двигатели или отдельно на каждый двигатель и спроектированный на рабочее давление воздуха за компрессором.

При отказе одного из электромагнитных кранов второй кран обеспечит подачу воды в двигатель через центробежные форсунки, устанавливаемые во входных туннелях двигателей.

Схема подключения системы впрыска воды обеспечивает включение впрыска воды в двигатели с опережением пуска ракет примерно на 0,2 с для подготовки двигателя к началу воздействия выхлопной струи ракет.

Таким образом, предлагаемое техническое решение уменьшает влияние на работу газотурбинных двигателей выхлопных газов ракет, обеспечивает устойчивую работу двигателей при пуске длинной серии ракет и, в конечном счете, повышает безопасность боевого вертолета.

Заявляемое устройство поясняется чертежом, на котором изображена принципиальная схема подвода воздуха и разводки жидкости и электрическая схема подключения системы кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости двигателей к системе управления пуском ракет.

Силовая установка вертолета содержит два газотурбинных двигателя, снабженных системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости и мощности двигателей. Система включает комплект из трех центробежных форсунок 1 для одного двигателя и комплект форсунок 2 для второго двигателя, предназначенных для впрыска жидкости (воды или спиртовой смеси) и установленных в гнезда туннелей секций пылезащитных устройств на входе в двигатели 3, 4. Трубопровод 5 с установленным в нем жиклером 6 предназначен для подвода воздуха в водяной баллон 7 из-за последних ступеней компрессоров двигателей. Жиклер 6 обеспечивает задержку падения давления воздуха в баллоне 7 в случае помпажа обоих двигателей. Подача жидкости к форсункам 1 и 2 выполнена с помощью двух пар параллельно соединенных электромагнитных кранов 8, 9 и 10, 11 для сохранения подачи жидкости при отказе одного из кранов. Подвод жидкости от баллона 7 к четырем попарно соединенным электромагнитным кранам 8, 9 и 10, 11 осуществлен (через тройник) по трубопроводам 12 и 13. От каждой пары электромагнитных кранов 8, 9 и 10, 11 по трубопроводам 14 и 15 жидкость подается к соответствующим комплектам форсунок 1 и 2.

Электрическая схема управления подачей жидкости включает реле управления 16 и 17 в цепях параллельно подключенных электромагнитных кранов 8, 9 и реле управления 18, 19 в цепях параллельно подключенных электромагнитных кранов 10, 11, а также два реле времени 20 и 21, подключенных в цепи управления одной и другой парой параллельно соединенных электромагнитных кранов 8, 9 и 10, 11, соответственно, предназначенных для прекращения подачи жидкости в форсунки через заданное время.

Комплекс ракетного вооружения вертолета имеет систему управления пуском ракет с кнопкой «пуск» 22, которая через реле времени 20 и 21 (с нормально замкнутыми контактами и заданным временем отключения) соединена с реле управления 16, 17 и 18, 19 электромагнитными кранами 8, 9 и 10, 11.

Система управления пуском ракет снабжена реле времени 23 задержки схода ракет, установленным последовательно с кнопкой «пуск» 22 для задержки сигнала на запуск (сход) ракет на время, необходимое для выхода двигателей на режим повышенной газодинамической устойчивости под воздействием впрыскиваемой жидкости.

Боевой вертолет, оснащенный комплексом ракетного вооружения и силовой установкой с системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости газотурбинных двигателей, работает следующим образом.

При участии вертолета в боевых действиях при нажатии кнопки «пуск» 22 системы управления пуском ракет комплекса ракетного вооружения, которая установлена на ручке управления вертолетом, реле управления 16, 17, 18, 19 включают в работу две пары электромагнитных кранов 8, 9, 10, 11. Краны открывают каналы для прохода жидкости и подачи ее по трубопроводам 12 и 13 от водяного баллона 7 (под давлением воздуха от последних ступеней двигателей) и по трубопроводам 14 и 15 к форсункам 1 и 2.

Впрыск жидкости во внутренние полости компрессора и на вход двигателей начинается сразу после нажатия кнопки «пуск». Двигатели под действием впрыскиваемой жидкости (при рекомендуемом расходе воды 1,3-1,5% от расхода воздуха в двигателе) через определенное, экспериментально установленное для двигателей типа ТВ3 - 117, время выходят на режим с повышенным значением запаса газодинамической устойчивости, то есть подготовлены к воздействию выхлопных газов ракет. Сход ракет происходит с задержкой после нажатия кнопки «пуск» на упомянутое время подготовки двигателей с помощью реле времени 23. В соответствии с выбранной программой происходит сход определенного числа ракет.

Режим впрыска рабочей жидкости должен сохраняться до окончания расчетного времени работы системы впрыска. Поэтому через заданное время после нажатия кнопки «пуск», включающее время возможного воздействия на двигатели выхлопных газов от схода ракет (с учетом самой длинной серии установленных на вертолете ракет), реле времени 20 и 21 размыкают электрическую цепь, реле управления 16, 17 и 18, 19 обесточиваются и отключают электромагнитные краны 8, 9, 10, 11, которые перекрывают свои каналы подачи, и впрыск жидкости прекращается.

Исследования, проведенные на боевом вертолете с двигателями ТВ3-117, выполненном в соответствии с заявляемым техническим решением, показали, что при задержке сигнала на пуск ракет на 0,18-0,23 секунд относительно времени включения впрыска воды на вход двигателей от кнопки «пуск» и при режиме впрыска в течение 2 секунд при расходе воды около 1,5% от расхода воздуха в двигатель получено повышение запаса газодинамической устойчивости двигателя на 15%, что обеспечивало устойчивую работу двигателей. Задержка пуска ракет на 0,18-0,23 секунд не влияет на точность оружия. В конечном итоге, это техническое решение обеспечивает безопасную работу боевого вертолета при низких высотах полета в боевых условиях.

1. Боевой вертолет, оснащенный комплексом ракетного вооружения с системой управления пуском ракет и содержащий силовую установку с газотурбинными двигателями и с системой кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости двигателей, которая включает форсунки для впрыска воды на вход компрессора каждого двигателя, электромагнитные краны подачи воды в форсунки, водяной баллон с трубопроводом подвода воздуха из-за последних ступеней компрессоров двигателей и электрическую схему управления электромагнитными кранами, отличающийся тем, что в системе кратковременного повышения запаса газодинамической устойчивости двигателей электрическая схема управления электромагнитным краном подачи воды в форсунки каждого двигателя подсоединена к кнопке «пуск» системы управления пуском ракет через реле времени для прекращения подачи воды в форсунки через заданное время, а в системе управления пуском ракет последовательно с кнопкой «пуск» установлено реле времени для задержки схода ракет на время выхода двигателей на режим повышенной газодинамической устойчивости.

2. Боевой вертолет по п.1, отличающийся тем, что система кратковременного повышения газодинамической устойчивости двигателей снабжена вторыми подсоединенными параллельно первым электромагнитными кранами подачи воды в форсунки каждого двигателя.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области энергетики и, в частности к стационарным и передвижным газотурбинным теплоэлектроцентралям, Широко известны способы работы газотурбинных установок, заключающиеся в сжатии воздуха в компрессоре, сжигании органического топлива в камере сгорания, расширении продуктов сгорания в турбине с получением работы [1] Недостатком аналога является низкий КПД использования топлива в установке.

Изобретение относится к автоматическому регулированию газотурбинных двигателей. .

Изобретение относится к авиационным пусковым устройствам (АПУ). .

Изобретение относится к области оборудования самолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, главным образом к авиационному вооружению, а именно к пусковым устройствам ракет, устанавливаемым на внешней подвеске летательного аппарата.

Изобретение относится к летательным аппаратам авиации общего назначения. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к турбовентиляторному двигателю, оборудованному пред охладителем

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к пилону газотурбинного двигателя. Пилонная конструкция для газотурбинного двигателя содержит внутреннюю мотогондолу, установленную вдоль центральной оси двигателя, внешнюю мотогондолу, охватывающую внутреннюю мотогондолу с формированием вентиляторного контура для внешнего потока воздуха, нагнетаемого вентилятором, пилон, несущий внутреннюю и внешнюю мотогондолы, и дополнительную коробку передач, установленную внутри пилона, в осевом направлении позади внешней мотогондолы. Технический результат заключается в снижении веса конструкции и обеспечении охлаждения двигателя.

Группа изобретений относится к области машиностроения. Устройство механической защиты содержит трансмиссионный вал, имеющий резонансную частоту изгибных колебаний, соответствующую заранее определенному превышению допустимой частоты вращения трансмиссионного вала. Демпфирование, выполняемое трансмиссионным валом, недостаточно для предотвращения разрушения трансмиссионного вала, вызываемого резонансом изгибных колебаний. Двигатель содержит приводной вал (13), нагнетательный насос (15) и устройство механической защиты. Транспортное средство содержит такой двигатель. Летательный аппарат содержит такой двигатель. Способ механической защиты содержит этап разрушения трансмиссионного вала за счет резонанса изгибных колебаний при заранее определенном превышении частоты вращения. Достигается расширение арсенала технических средств. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к газотурбинному двигателю (варианты). Рама двигателя выполнена с определенной собственной боковой жесткостью и собственной поперечной жесткостью и поддерживает вал вентилятора. Зубчатая трансмиссия приводит во вращение вал вентилятора. Гибкая опора частично поддерживает зубчатую трансмиссию. Для гибкой опоры определена боковая жесткость по отношению к боковой жесткости рамы и определена поперечная жесткость по отношению к поперечной жесткости рамы. Указанная боковая жесткость гибкой опоры меньше боковой жесткости рамы, а указанная поперечная жесткость гибкой опоры меньше поперечной жесткости рамы. Для входной муфты зубчатой трансмиссии определена боковая жесткость по отношению к боковой жесткости рамы и определена поперечная жесткость по отношению к поперечной жесткости рамы, и она составляет менее 11% боковой жесткости рамы. По второму варианту для входной муфты зубчатой трансмиссии определена боковая жесткость по отношению к боковой жесткости зубчатого зацепления и определена поперечная жесткость по отношению к поперечной жесткости зубчатого зацепления, при этом указанная боковая жесткость гибкой опоры меньше боковой жесткости зубчатого зацепления. Поперечная жесткость гибкой опоры меньше поперечной жесткости зубчатого зацепления и составляет менее 5% боковой жесткости зубчатого зацепления. Технический результат заключается в предотвращении изгиба несущей конструкции двигателя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 8 ил.

Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов

Наверх