Вертолет

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям транспортных и боевых вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем и хвостом, два соосных винта на концентрично расположенных валах, соединенных через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло. Двухконтурный газотурбинный двигатель включает биротативный газогенератор, содержащий соединенные двумя валами биротативный компрессор и биротативную турбину, который установлен внутри обтекаемого осесиммертичного кожуха с образованием второго контура с внешним воздухозаборником и внешним соплом. Перед газогенератором установлен редуктор, выходные валы которого соединены с винтами. Между газогенератором и винтами выполнен вентилятор, при этом на внешнем выходном валу установлен ротор вентилятора, а внутри обтекаемого осесимметричного кожуха в его верхней части выполнен статор вентилятора с входным направляющим аппаратом в отверстии фюзеляжа. Между турбиной и соплом газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера. Обеспечивается безопасная посадка вертолета при разрушении винта. 8 з.п. ф-лы, 12 ил.

 

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к вертолетам с газоткрбинным двигателям и направлено на повышение безопасности их полета.

Вертолет является винтокрылым летательным аппаратом, у которого подъемная и движущая силы создаются одним или несколькими несущими винтами. Такие винты располагаются параллельно земле, а их лопасти устанавливаются под определенным углом к плоскости вращения, причем угол установки может изменяться в достаточно широких пределах - от нуля до 30 градусов. Установка лопастей на ноль градусов называется холостым ходом винта или флюгированием. В этом случае несущий винт не создает подъемной силы.

Во время вращения лопасти захватывают воздух и отбрасывают его в направлении, противоположном движению винта. В результате перед винтом создается зона пониженного давления, а за ним - повышенного. В случае вертолета так возникает подъемная сила, которая очень похожа на образование подъемной силы фиксированным крылом самолета. Чем больше угол установки лопастей, тем большую подъемную силу создает несущий винт.

Характеристики несущего винта определяются двумя основными параметрами - диаметром и шагом. Диаметр винта определяет возможности вертолета по взлету и посадке, а также отчасти величину подъемной силы. Шаг винта - это воображаемое расстояние, которое воздушный винт пройдет в несжимаемой среде при определенном угле установки лопастей за один оборот. Последний параметр влияет на подъемную силу и скорость вращения ротора, которую на большей части полета летчики стараются держать неизменной, меняя только угол установки лопастей.

Вертолет является винтокрылым летательным аппаратом, у которого подъемная и движущая силы создаются одним или несколькими несущими винтами. Такие винты располагаются параллельно земле, а их лопасти устанавливаются под определенным углом к плоскости вращения, причем угол установки может изменяться в достаточно широких пределах - от нуля до 30 градусов. Установка лопастей на ноль градусов называется холостым ходом винта или флюгированием. В этом случае несущий винт не создает подъемной силы.

Во время вращения лопасти захватывают воздух и отбрасывают его в направлении, противоположном движению винта. В результате перед винтом создается зона пониженного давления, а за ним - повышенного. В случае вертолета так возникает подъемная сила, которая очень похожа на образование подъемной силы фиксированным крылом самолета. Чем больше угол установки лопастей, тем большую подъемную силу создает несущий винт.

Характеристики несущего винта определяются двумя основными параметрами - диаметром и шагом. Диаметр винта определяет возможности вертолета по взлету и посадке, а также отчасти величину подъемной силы. Шаг винта - это воображаемое расстояние, которое воздушный винт пройдет в несжимаемой среде при определенном угле установки лопастей за один оборот. Последний параметр влияет на подъемную силу и скорость вращения ротора, которую на большей части полета летчики стараются держать неизменной, меняя только угол установки лопастей.

При полете вертолета вперед и вращении несущего винта по часовой стрелке, набегающий поток воздуха сильнее воздействует на лопасти с левой стороны, из-за чего возрастает и их эффективность. В результате левая половина окружности вращения винта создает большую подъемную силу, чем правая, и возникает кренящий момент. Для его компенсации конструкторы придумали автомат перекоса - это особая система, которая уменьшает угол установки лопастей слева и увеличивает его справа, выравнивая таким образом подъемную силу по обе стороны винта.

В целом, вертолет имеет несколько преимуществ и несколько недостатков перед самолетом. К преимуществам относится возможность вертикального взлета и посадки на площадки, диаметр которых в полтора раза превосходит диаметр несущего винта. При этом вертолет может на внешней подвеске перевозить крупногабаритные грузы. Вертолеты отличаются и лучшей маневренностью, поскольку могут висеть вертикально, лететь боком или задом-наперед, поворачиваться на месте.

К недостаткам же относятся большее, чем у самолетов, потребление топлива, большая инфракрасная заметность из-за горячего выхлопа двигателя или двигателей, а также повышенная шумность. Кроме того, вертолетом в целом сложнее управлять из-за ряда особенностей. Например, летчикам вертолетов знакомы явления земного резонанса, флаттера, вихревого кольца, эффекта запирания несущего винта. Эти факторы могут приводить к разрушению или падению машины.

У вертолетной техники любых схем существует режим авторотации. Он относится к аварийным режимам. Это означает, что при отказе, например, двигателя несущий винт или винты при помощи обгонной муфты отсоединяются от трансмиссии и начинают свободно раскручиваться набегающим потоком воздуха, тормозя падение машины с высоты. В режиме авторотации возможна управляемая аварийная посадка вертолета, причем вращающийся несущий винт через редуктор продолжает раскручивать рулевой винт и генератор.

Классическая схема

Из всех типов вертолетных схем сегодня самой распространенной является классическая. При такой схеме машина имеет только один несущий винт, который может приводиться в движение одним, двумя или даже тремя двигателями. К этому типу, например, относятся ударные АН-64Е Guardian, AH-1Z Viper, Ми-28Н, транспортно-боевые Ми-24 и Ми-35, транспортные Ми-26, многоцелевые UH-60L Black Hawk и Ми-17, легкие Bell 407 и Robinson R22.

При вращении несущего винта на вертолетах классической схемы возникает реактивный момент, из-за которого корпус машины начинает раскручиваться в сторону вращения ротора. Для компенсации момента используют рулевое устройство на хвостовой балке. Как правило им является рулевой винт, но это может быть и фенестрон (винт в кольцевом обтекателе) или несколько воздушных сопел на хвостовой балке.

Вторая схема вертолета

Второй по распространенности вертолетной схемой является соосная. В ней рулевой винт отсутствует, зато есть два несущих винта - верхний и нижний. Они располагаются на одной оси и вращаются синхронно в противоположных направлениях. Благодаря такому решению винты компенсируют реактивный момент, а сама машина получается несколько более устойчивой по сравнению с классической схемой. Кроме того, у вертолетов соосной схемы практически отсутствуют перекрестные связи в каналах управления.

Наиболее известным производителем вертолетов соосной схемы является российская компания «Камов». Она выпускает корабельные многоцелевые вертолеты Ка-27, ударные Ка-52 и транспортные Ка-226. Все они имеют по два винта, расположенных на одной оси друг под другом. Машины соосной схемы, в отличие от вертолетов классической схемы, способны, например, делать воронку, то есть выполнять облет цели по кругу, оставаясь на одном и том же расстоянии от нее. При этом носовая часть всегда остается развернутой в сторону цели. Управление рысканием осуществляется подтормаживанием одного из несущих винтов.

В целом управлять вертолетами соосной схемы несколько проще, чем обычными, особенно в режиме висения. Но существуют и свои особенности. Например, при выполнении петли в полете может случиться перехлест лопастей нижнего и верхнего несущего винтов. Кроме того, в проектировании и производстве соосная схема более сложна и дорога, чем классическая схема. В частности из-за редуктора, передающего вращение вала двигателя на винты, а также автомата перекоса, синхронно устанавливающего угол лопастей на винтах.

Известен безопасный вертолет по патенту РФ на изобретение №2333135, МПК В64С 27/04, опубл. 10.09.2008 г.

Этот 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.

Недостаток: низкая надежность.

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2335432, МПК В64С 27/04, опубл. 10.10.2008 г.

Этот вертолет включает фюзеляж и соосные винты, 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 с эластичной пневмокамерой на конце, причем при поднятой балке блокируется снижение тяги. В третьем варианте двигатель и редуктор размещены в отдельной мотогондоле, расположенной над фюзеляжем на пилонах и/или эластичных вставках.

Недостаток: низкая надежность вертолета связанная с тем, что при поломке одного винта тяги другого недостаточно для его посадки и, кроме того, возникновение дисбаланса нарушает работу второго винта.

Известен вертолет по патенту РФ №2284284, МПК B64D 45/04, опубл. 27.08.2006.

Этот вертолет имеет систему безопасного приземления падающего во время воздушной аварии вертолета. Система безопасного приземления содержит парашют, размещенный в пустотелом цилиндре, расположенном в полости вала трансмиссии, на котором установлен несущий винт, а также расположенные в нижней части фюзеляжа вертолета реактивные двигатели торможения и надувные устройства. Указанный пустотелый вал выполнен в виде стальной трубы и имеет зубчатые колеса привода, выполненные на нем как одно целое.

Недостатки:

- применение парашютов для спасения вертолетов, имеющих очень большой вес нереально,

- применение надувных средств также нереально для больших вертолетов и кроме того они пожароопасны,

- применение реактивных двигателей перспективно, но не указан тип реактивного двигателя и способ его применения. Применение пвердотопливных ракетных двигателей нереально из-за их пожаро- и взрывоопасное. Применение жидкостных ракетных двигателей проблематично из-за необходимости постоянной транспортировки окислителя. Применение ГТД возможно, но необходимо разработать его конструкцию, место установки и способ применения. Этого нет в пат. РФ №2284284. Кроме того, по этому патенту предполагается совместное применение парашютов и реактивных двигателей (нескольких), что снижает надежность вертолета.

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2148537, МПК В64С 7/20, опубл. 10.05.200 г., прототип.

Этот вертолет содержит корпус, воздушно-реактивный двигатель создания силы тяги для горизонтального полета, несущие винты, которые расположены внутри указанного корпуса и служат компрессором воздушно-реактивного двигателя, двигатель, который предназначен для вращения указанных несущих винтов, и кабину пилота. Предусмотрена защитная сетка, под которой расположены несущие винты. Створки расположены внизу под сеткой и предназначены для взлета и посадки.

Недостаток: плохая безопасность полета в связи с тем, что при разрушении винта посадка вертолета почти всегда приведет к катастрофическим последствиям.

Задачи создания изобретения: повышение надежности и безопасности полета, упрощение управления и уменьшение осевых габаритов двигателя.

Технический результат: обеспечение безопасной посадки при разрушении винта.

Решение указанных задач достигнуто в вертолете, содержащем фюзеляж с днищем и хвостом, два соосных винта на концентрично расположенных валах, соединенных через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, тем, что применен двухконтурный газотурбинный двигатель, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа вертолета, содержащий биротативный газогенератор, включающий соединенные двумя валами биротативый компрессор и биротативную турбину, который установлен внутри обтекаемого осесиммертичного кожуха с образованием второго контура с внешним воздухозаборником и внешним соплом, перед биротативыым газогенератором установлен редуктор, выходные валы которого соединены с винтами, между

газогенератором и винтами выполнен вентилятор, при этом на внешнем выходном валу установлен ротор вентилятора, а внутри обтекаемого осесимметричного кожуха в его верхней части выполнен статор вентилятора с входным направляющим аппаратом в отверстии фюзеляжа, между турбиной и соплом двухконтурного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера.

Двухконтурный газотурбинный двигатель валом отбора мощности может быть соединен с вспомогательными агрегатами.

На днище фюзеляжа может быть выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения внешнего сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.

В качестве демпфирующего материала может быть применена сотовая конструкция.

В качестве демпфирующего материала может быть применена металлорезина.

На конце хвоста может быть установлен маршевый движитель в виде толкающего винта.

Фюзеляж может быть оборудован передними крыльями, на которых установлены маршевые двигатели.

Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей.

Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей.

Сущность изобретения поясняется на чертежах (фиг. 1…12), где:

- на фиг. 1 приведена схема вертолета,

- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,

- на фиг. 3 приведена схема компоновки винта, редуктора и газотурбинного двигателя,

- на фиг. 4 приведен газотурбинный двигатель вертолета, первый вариант в рабочем положении,

- на фиг. 5 приведен газотурбинный двигатель вертолета, второй вариант в рабочем положении,

- на фиг. 6 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.

- на фиг. 7 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, 2-й вариант, повернуто на 90°.

- на фиг. 8 приведена схема передачи мощности от ГТД на винты,

- на фиг. 9 приведен вариант вертолет с маршевым движителем на хвосте,

- на фиг. 10 приведен вариант вертолет с маршевым двигателем на передних крыльях.

- на фиг. 11 приведена платформа безопасности,

- на фиг. 12 приведен разрез В - В.

Обозначения, принятые в описании:

фюзеляж 1,

верхний винт 2,

нижний винт 3,

внутренний соосный вал 4,

внешний соосный вал 5,

редуктор 6,

внутренний выходной вал 7,

внешний выходной вал 8,

двухконтурный газотурбинный двигатель 9,

биротативный газогенератор 10,

внутренний вал 11,

внешний вал 12,

биротативный компрессор 13,

биротативная турбина 14.

обтекаемый осесиммертичный кожух 15,

второй контур 16.

внешний воздухозаборник 17,

внешнее сопло 18,

дожимной вентилятор 19,

ротор вентилятора 20,

статор вентилятора 21,

входной направляющий аппарат 22,

отверстие фюзеляжа 23,

вал отбора мощности 24,

днище 25,

платформа безопасности 26,

полость 27,

демпфирующий материал 28,

центральное отверстие 29,

посадочные опоры 30,

воздухозаборник 31,

корпус компрессор 32,

камера сгорания 33,

форсунки 34,

корпус турбины 35,

сопло 36,

основная топливная система 37,

топливопровод 38,

топливный насос 39,

привод 40,

первый ротор 41,

второй ротор 42,

опора 43,

внешние опоры 44,

муфта 45,

форсажная камера 46,

форсажный коллектор 47,

форсажная топливная система 48.

топливопровод 49,

форсажным насосом 50,

привод 51,

статор компрессора 52,

первый ротор компрессора 53,

второй ротор компрессора 54,

статор турбины 55,

первый ротор турбины 56,

второй ротор турбины 57,

внутренний редуктор 58,

вал привода агрегатов 59,

маршевый движитель 60,

хвост 61,

толкающий винт 62,

вал 63,

муфта 64.

задние крылья 65,

маршевые двигатели 66,

передние крылья 67.

Вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, соосные винты: верхний 2 и нижний 3, внутренний соосный вал 4 и внешний соосный вал 5, соединяющий винты 2 и 3 через редуктор 6 с внутренним выходным валом 7 и внешним выходным валом 8 для отбора мощности от газотурбинного двигателя, в качестве которого используют двухконтурный газотурбинный двигатель 9, установленного вертикально в районе центра масс вертолета (Фиг. 1 и 2).

Двухконтурный газотурбинным двигатель 9 содержит биротативный газогенератор 10, содержащего соединенные двумя валами внутренним 11 и внешним 12 биротативный компрессор 13 и биротативную турбину 14. Биротатиный газогенератор 10 установлен внутри обтекаемого осесиммертичного кожуха 15 с образованием второго контура 16. Двухконтурный газотурбинный двигатель 9 содержит внешний воздухозаборник 17 и внешнее сопло 18. Перед биротативным газогенератором 10 установлен редуктор 6, выходные валы 7 и 8 которого соединены с винтами 2 и 3.

Между биротативным газогенератором 10 и винтами 2 и 3 выполнен дожимной вентилятор 19, при этом на внешнем выходном валу 8 установлен ротор вентилятора 20, а внутри обтекаемого осесимметричного кожуха 15 в его верхней части выполнен статор вентилятора 21 с входным направляющим аппаратом 22 в отверстии 23 фюзеляжа 1 в его верхней части.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 9 имеет вал отбора мощности 24 (фиг. 3) для отбора мощности на винт 3 от внешнего вала 12 биротативного газогенератора 10.

На днище 25 фюзеляжа 1 закреплена платформа безопасности 26, полость 27 которой заполнена демпфирующим материалом 28. В качестве демпфирующего материала 28 может быть применен сотовый наполнитель или металлорезина. В платформе безопасности 26 выполнено центральное отверстие 29. К днищу 11 прикреплены посадочные опоры 30.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 9 (ГТД) содержит (фиг. 3) воздухозаборник 31, компрессор 32, камеру сгорания 33 с форсунками 34, турбину 35 и сопло 36.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 9 по первому варианту (фиг. 3) имеет одну основную топливную систему 37. Основная топливная система 37 содержит топливопровод 38, в котором установлен топливный насос 39, соединенный с приводом 40.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 9 выполнен биротативным и содержит два ротора: первый ротор 41 и второй ротор 42. Внутренний и внешний валы 11 и 12 установлены соответственно на опорах 43 и внешних опорах 44 и соединены через муфту 45 с валами отбора мощности 7 и 8.

Первый и второй роторы 41 и 42 вращаются в противоположные стороны. Это позволяет исключить реактивный момент, поворачивающий фюзеляж 1 в противоположную сторону и упростить управление вертолетом.

На фиг. 4 приведена упрощенная схема двухконтурного газотурбинного двигателя 9, первый вариант.

На фиг. 5 приведен второй вариант двухконтурного газотурбинного двигателя 9, который дополнительно содержит форсажную камеру 46 с форсажным коллектором 47 (с форсунками) внутри и форсажную топливную систему 48.

Форсажная топливная система 48 содержит топливопровод 49 с установленным в нем форсажным насосом 50, к которому присоединен привод 51. Топливопровод 49 соединен с форсажным коллектором 47.

Двухконтурный газотурбинный двигатель 9 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 вертолета (фиг. 1).

Платформа безопасности 26, как упомянуто ранее, имеет центральное отверстие 29, выполненное вертикально на оси, проходящей через центр масс вертолета и двухконтурный газотурбинный двигатель 9. Диаметр центрального отверстия 29 Do больше диаметра среза внешнего сопла 18 - Dc.

D0≥Dc.

На фиг. 6 приведена более детально конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя 9 вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.

Двухконтурный ГТД 9, как упомянуто ранее, содержит первый ротор 41, с внутренним валом 21, установленный на опорах 43, и второй ротор 42 с внешним валом 22, установленный на внешних опорах 44.

Двухконтурный ГТД 9 содержит статор компрессора 52, два ротора компрессора первый - 53 и второй - 54, выполненные с возможность вращения в противоположном направлении и без направляющих аппаратов между ними, статор турбины 55, и два ротора турбины: первый 56 и второй 57, также выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны и без сопловых аппаратов между ними. С внешним валом 42 связан внутренний редуктор 58, к которому присоединены вал отбора мощности 24 и вал агрегатов 59 для отбора мощности на вспомогательные агрегаты, например, электрогенератор. Первый ротор компрессора 46 и второй ротор турбины 50 соединены внутренним валом 41. Второй ротор компрессора 46 и первый ротор турбины 49 соединены внешним валом 42.

Применение биротативной схемы газотурбинного двигателя 9 уменьшит его осевой габарит, вес и устранит реактивный момент, действующий на фюзеляж. Кроме того, гироскопические эффекты от двух роторов, вращающихся в противоположном направлении взаимно компенсируются. Это позволит значительно упростить управление вертолетом.

На фиг. 7 приведена конструкция газотурбинного двигателя 9 вертолета, 2-й вариант, с форсажной камерой, повернуто на 90°.

Дополнительно к первому варианту между турбиной 34 и соплом 35 расположена форсажная камера 53 с форсажным коллектором 54 для впрыска топлива на форсажных режимах.

Форсажная топливная система 55 содержит топливопровод 56 с установленным в нем форсажным насосом 57, к которому присоединен привод 58. Топливопровод 56 соединен с форсажным коллектором 31.

На фиг. 8 приведена схема передачи мощности от ГТД 9 на винты 2 и 3 через редуктор 6.

На фиг. 9 приведен вариант вертолет с маршевым движителем 60 на хвосте 61.

Маршевый движитель 60 может быть выполнен в виде толкающего винта 62. Привод толкающего винта 62 осуществляется от редуктора 6 через вал 63 и муфту 64. Вертолет может иметь задние крылья 65.

На фиг. 11 приведен вариант вертолета с маршевым двигателем 66 на передних крыльях 67. Маршевые двигатели 66 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.

На фиг. 12 приведена платформа безопасности 26, а на фиг. 10 приведен разрез В - В. Сопло 36 установлено внутри внешнего сопла 18.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариант

Сначала запускают газотурбинный двигатель 9 в режиме «малого газа» (фиг. 1 и 3).

Привод 40 раскручивает топливный насос 39 и топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 38 подается в форсунки 34 камеры сгорания 33, Продукты сгорания проходят через турбину 35. Мощность с турбины 35 передается на компрессор 32, который сжимают воздух, идущий через воздухозаборник 31. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 33 для поддержания процесса горения.

Реактивная тяга двухконтурного газотурбинного двигателя 9 создаваемая соплом 36 и внешним соплом 18 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги винтов 2 и 3 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме.

Холодный воздух, истекающий из внешнего сопла 18 смешиваясь с продуктами сгорания, истекающими из сопла 36 снижает температуру реактивной струи и тем самым повышает безопасность взлета и посадки.

После прогрева газотурбинного двигателя переводят основную топливную систему 37 во «взлетный режим». Вертолет вертикально взлетает.

Совместная тяговооруженность винта 2 и вспомогательного ГТД 9 с учетом второго контура 16 на номинальном режиме составляет 1,05…1,1.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ,

первый вариант при поломке одного винта

При поломке одного винта, например верхнего 3, отключают муфту 44 (фиг. 8) и увеличивают подачу топлива в основной топливной системе в 1,5-2 раза. Реактивной тяги, создаваемой совместно верхним винтом 3 и соплами 18 и 36 будет достаточно для мягкой посадки вертолета.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ

с вторым вариантом двухконтурного ГТД

При поломке двух винтов 2 и 3 в этом варианте форсажный топливный насос 50 подает топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 49 в форсажный коллектор 47 форсажной камеры 46, где воспламеняется при помощи запальника, задействуют форсажную топливную систему 31 (фиг. 4), для этого запускают Реактивная тяга, создаваемую соплами 18 и 36 увеличивается. Продукты сгорания через сопло 36 истекают вертикально вниз.

Тяга, создаваемая соплами 18 и 36, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что компенсирует отсутствие винтов 2 и 3 и обеспечивает аварийную посадку вертолета ценой очень большого расхода топлива.

Применение форсажной камеры 46 в двухконтурном газотурбинном двигателе 9 позволяет спроектировать двухконтурный ГТД 9 меньших габаритов и веса, что очень важно, так как использование максимальных возможностей вспомогательного ГТД 9 приходится применять чрезвычайно редко.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА С МАРШЕВЫМ ДВИЖИТЕЛЕМ И МАРШЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Для варианта вертолет с маршевым движителем 60 на хвосте 61 (фиг. 11) запускают маршевый движитель 60 и вертолет может перемешаться с достаточно большой скоростью. Маршевый движитель 60 может быть выполнен в виде толкающего винта 62. Привод толкающего винта 62 осуществляется от редуктора 6 через вал 63 и муфту 64. Вертолет может иметь задние крылья 65.

Для варианта вертолета с маршевым двигателем 66 на передних крыльях 67 (фиг. 12) маршевые двигатели 66 запускают, благодаря чему создается горизонтальная тяга соизмеримая с тягой современных скоростных самолетов. При этом может быть достигнута скорость 700-800 км/час, что необходимо для военных самолетов.

Маршевые двигатели 66 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.

Применение изобретения позволило:

- обеспечить безопасную посадку при разрушении одного или двух винтов,

- сохранить жизнь экипажу и пассажирам, уменьшить осевой габарит и вес газотурбинного двигателя,

- упростить управление вертолетом,

- улучшить технические характеристики вертолета: скорость, маневренность, высоту подъема вертолета и др. технические характеристики.

1. Вертолет, содержащий фюзеляж с днищем и хвостом, два соосных винта на концентрично расположенных валах, соединенных через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, отличающийся тем, что применен двухконтурный газотурбинный двигатель, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа вертолета, содержащий биротативный газогенератор, включающий соединенные двумя валами биротативый компрессор и биротативную турбину, который установлен внутри обтекаемого осесиммертичного кожуха с образованием второго контура с внешним воздухозаборником и внешним соплом, перед биротативыым газогенератором установлен редуктор, выходные валы которого соединены с винтами, между газогенератором и винтами выполнен вентилятор, при этом на внешнем выходном валу установлен ротор вентилятора, а внутри обтекаемого осесимметричного кожуха в его верхней части выполнен статор вентилятора с входным направляющим аппаратом в отверстии фюзеляжа, между турбиной и соплом двухконтурного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера.

2. Вертолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что двухконтурный газотурбинный двигатель валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами.

3. Вертолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на днище фюзеляжа выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения внешнего сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.

4. Вертолет по п. 4, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена сотовая конструкция.

5. Вертолет по п. 4, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена металлорезина.

6. Вертолет по п. 1 или 2, отличающийся тем, что на конце хвоста установлен маршевый движитель в виде толкающего винта.

7. Вертолет по п. 1 или 2. отличающийся тем, что фюзеляж оборудован передними крыльями, на которых установлены маршевые двигатели.

8. Вертолет по п. 8, отличающийся тем, что маршевые двигатели выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей.

9. Вертолет по п. 8, отличающийся тем, что маршевые двигатели выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж с днищем и хвостом и винтовентиляторный газотурбинный двигатель с редуктором.

Вертолет // 2694681
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с двумя газотурбинными двигателями, размещенными в верхней части фюзеляжа, имеющими воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину.

Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит несущий фюзеляж овального поперечного сечения, верхнерасположенное прямое подкосное крыло большого удлинения, хвостовое V-образное оперение, консоли которого установлены по бокам в хвостовой части фюзеляжа, силовую установку с разделенными контурами, состоящую из двух турбовальных двигателей с выносными закапотированными соосными винтовентиляторами.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Летательный аппарат содержит турбореактивный двигатель (10) с вентиляторами противоположного вращения.

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) с пропеллерными двигателями и касается пилонов, несущих пропеллерные двигатели. Несущий неподвижный пилон содержит центральный корпус внутри фюзеляжа и два наружных боковых корпуса по обеим его сторонам.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к воздухозаборнику авиационного двигателя. Воздухозаборник (113) предназначен для соединения с фюзеляжем (141) самолета при помощи пилона (134), при этом локальная длина этого воздухозаборника, измеренная параллельно оси (А) двигателя между точкой передней кромки (138) воздухозаборника и поперечной плоскостью (Р), находящейся на уровне входного колеса компрессора двигателя, больше (Lmax) в зоне (142) воздухозаборника, соединенной с пилоном, и меньше (Lmin) в зоне воздухозаборника, противоположной пилону.

Группа изобретений относится к авиации. Хвостовая часть самолета (1) содержит опорную конструкцию (14) для поддержки двигателей, проходящую сквозь фюзеляж (6) через два отверстия (18, 18), расположенные с каждой стороны от центральной вертикальной плоскости (Р) самолета.

Изобретение относится области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к хвостовой части (1) летательного аппарата. Хвостовая часть содержит конструкцию (14) крепления двигателей, проходящую через первый и второй проемы (18, 18) фюзеляжа.

Изобретение относится к средствам военной техники, в частности к конструкциям ракетных комплексов. Авиационный ракетный комплекс с беспилотным ударным самолетом-вертолетом включает платформу, содержащую стартовую станцию, энергетическую установку и блок управления полетом беспилотной многовинтовой системы (БПМС).

Вертолет // 2708775
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с двумя газотурбинным двигателями, размещенными в верхней части фюзеляжа, имеющими воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Гибридный реактивный самолет-вертолет (ГРСВ) выполнен по двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС), содержит трансмиссию и двигатели силовой установки (СУ), приводящие несущие винты (НВ), размещенные на консолях крыла, турбореактивные двигатели, установленные под крылом, для создания маршевой тяги, имеет фюзеляж, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов и противокорабельных ракетных комплексов, использующих эти аппараты.

Изобретение относится к области авиации и может быть применено в конструкции винтокрылых летательных аппаратов. Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет (ВРСВ) содержит на концах крыла двухвинтовую несущую систему, двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущие винты (НВ), хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов и их силовых установок. Боевой ударный вертолет содержит фюзеляж с днищем и хвостом и газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит опорную конструкцию (2), содержащую по меньшей мере один центральный фюзеляж (3) и два пилона (4), каждый из которых расположен сбоку на расстоянии от фюзеляжа (3).

Вертолет // 2701076
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем, два соосных винта на концентрично расположенных валах, соединенных через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло.

Изобретения относятся к области авиации. Надувное крыло состоит из двух слоев.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям преобразуемых винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный реактивный самолет-вертолет (БРСВ) имеет двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущие винты, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям несущих винтов летательных аппаратов. Система двух соосных несущих винтов летательного аппарата содержит редуктор с двумя соосными валами, втулки несущих винтов, цепи управления винтами, два автомата перекоса и механизм управления общим и дифференциальным шагом несущих винтов.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям транспортных и боевых вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем и хвостом, два соосных винта на концентрично расположенных валах, соединенных через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло. Двухконтурный газотурбинный двигатель включает биротативный газогенератор, содержащий соединенные двумя валами биротативный компрессор и биротативную турбину, который установлен внутри обтекаемого осесиммертичного кожуха с образованием второго контура с внешним воздухозаборником и внешним соплом. Перед газогенератором установлен редуктор, выходные валы которого соединены с винтами. Между газогенератором и винтами выполнен вентилятор, при этом на внешнем выходном валу установлен ротор вентилятора, а внутри обтекаемого осесимметричного кожуха в его верхней части выполнен статор вентилятора с входным направляющим аппаратом в отверстии фюзеляжа. Между турбиной и соплом газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера. Обеспечивается безопасная посадка вертолета при разрушении винта. 8 з.п. ф-лы, 12 ил.

Наверх