Скоростной комбинированный вертолет (винтокрыл)

Полезная модель относится к области авиастроения, а именно к винтокрылым летательным аппаратам.
Известно техническое решение скоростного винтокрыла Ка-35Д фирмы «Камов» (Россия) (см. Ю.Э. Савинский, «Камов. Творческая биография конструктора вертолетов», POLYGON PRES Москва 2003 стр. 162), (и скоростного соосного вертолета S-97 Raider, созданного по концепции ABC фирмой «Сикорский» (США)).
Винтокрыл Ка-35Д является комбинированным вертолетом (винтокрылом), имеющим комбинированные несущую и движительную системы. Комбинированная несущая система состоит из крыла и поперечно расположенных на его концах несущих винтов. Комбинированная движительная система включает газотурбинные двигатели, осуществляющие привод несущих винтов, и турбореактивные двигатели, установленные на крыле, для создания пропульсивной силы.
Комбинированные несущая и движительная системы обеспечивают на винтокрыле возможность вертикального взлета и посадки, висение и способность перехода на самолетные режимы полета на больших скоростях. Основную часть подъемной силы на самолетных режимах создает крыло, а движительные (пропульсивные) силы создаются реактивными двигателями.
Использование крыла для разгрузки несущих винтов с ростом скорости винтокрыла позволяет увеличить скорость горизонтального полета до 550 км/ч, повысить аэродинамическое качество и уменьшить нагрузки в несущей системе.
На винтокрыле Ка-35Д для взлета, посадки и осуществления переходных режимов (от вертикального полета к горизонтальному и наоборот) для привода несущих винтов используются подъемные газотурбинные двигатели, которые в горизонтальном полете отключаются. При этом в горизонтальном полете несущие винты начинают работать в режиме авторотации (самовращения от набегающего потока), создавая дополнительное сопротивление. Для улучшения летных характеристик винтокрыла на больших скоростях полета было применено уменьшение частоты вращения несущих винтов.
Недостатком принятого на винтокрыле Ка-35Д технического решения является использование раздельных силовых установок (подъемных и маршевых), и режима авторотации винтов на самолетных режимах полета, что ограничивает возможности увеличения скорости полета свыше 500…550 км/ч.
На винтокрыле Ка-35Д с ростом скорости полета для обеспечения работоспособности винтов и повышения аэродинамического качества системы винт-крыло требуется значительная разгрузка винтов. С ростом скорости полета, подъемная сила винтов должна уменьшаться. В то же время, с ростом скорости полета, для обеспечения авторотации необходимо, при заданной частоте вращения винтов, увеличивать их угол атаки, коэффициент тяги и, соответственно, подъемную силу винтов. В итоге, на скоростях полета более 550 км/ч возникают существенные противоречия между требованиями к величинам коэффициента подъемной силы, которые необходимы для обеспечения режима авторотации, и величинами, необходимыми для обеспечения срывных характеристик и работоспособности и устойчивости махового движения лопастей несущих винтов. Эти противоречия препятствуют дальнейшему увеличению скорости полета при использовании на несущих винтах режима авторотации.
Известен скоростной соосный вертолет S-97 Raider фирмы Сикорский (см. Vertiflite November/December 2014, стр. 12-13; «Популярная Механика», декабрь 2014 г., стр. 96-103), созданный по концепции ABC. На вертолете предусматривается использование так называемых «жестких» соосных несущих винтов, обеспечивающих, по мнению фирмы: полное использование наступающих лопастей в симметричной соосной схеме, возможность отодвинуть границу срыва на отступающих лопастях, уменьшить маховое движение лопастей и повысить несущую способность и аэродинамическое качество несущего винта. В этой концепции также предполагается уменьшение частоты вращения несущих винтов. По этой концепции обеспечивается достижение максимальной скорости полета до 450 км/ч.
Скоростной соосный вертолет S-97 имеет: удобообтекаемый фюзеляж, на котором соосно (на одной оси) расположены два трехлопастных жестких несущих винта для создания подъемной силы; кабину экипажа для двух пилотов, расположенную в носовой части фюзеляжа; хвостовое оперение, состоящее из горизонтального стабилизатора с отклоняемыми (управляемыми) поверхностями, двух вертикальных килей (шайб) по его концам с рулями направления и подфюзеляжного вертикального киля-обтекателя; трехстоечное убираемое в полете шасси с двумя передними основными и одной хвостовой опорами; шестилопастный толкающий пропеллер регулируемого шага, расположенный в хвостовой части фюзеляжа и служащий для создания горизонтальной (пропульсивной) силы. Силовая установка вертолета состоит из редукторов, валов и одного газотурбинного двигателя, от которого приводятся все винты - и несущие, и толкающий пропеллер. Втулки несущих винтов и вал верхнего несущего винта закрыты обтекателями.
Недостатком технического решения, предлагаемого фирмой «Сикорский», является то, что с ростом скорости полета существенно возрастают изгибающие моменты, действующие в плоскости взмаха несущих винтов, что требует значительных затрат веса при создании лопастей, втулки и вала несущих винтов для обеспечения необходимой прочности. Кроме того, в данном техническом решении с ростом вертикальной перегрузки значительно возрастают нагрузки. Рост нагрузок с ростом скорости полета и с увеличением перегрузки ограничивает возможности использования этой модели для больших скоростей полета и при маневрировании с большими перегрузками.
Поступательная скорость полета целиком создается шестилопастным толкающим пропеллером изменяемого шага.
Технической задачей предлагаемой полезной модели является обеспечение возможности существенного увеличения скорости полета вертикально взлетающего летательного аппарата, имеющего не менее одного несущего винта, до скоростей полета, существенно выше, чем у прототипа (450 км/ч), и обеспечения возможности значительного улучшения его маневренных характеристик на таких скоростях полета.
Техническая задача решена благодаря тому, что скоростной комбинированный вертолет (винтокрыл), имеющий комбинированную несущую систему, состоящую из соосного несущего винта и планера с горизонтальным и вертикальным оперением с управляемыми поверхностями, силовую установку, состоящую из трансмиссии (редукторов и валов) и двигателя, убираемое в полете шасси, снабжен крылом, обеспечивающим практически полную разгрузку несущего винта, независимо от способа крепления лопастей к втулке («жесткое» или шарнионое), и расположенным позади оси вала соосного несущего винта, оборудованным управляемыми закрылками, элевонами и отклоняемыми консолями и не менее чем одним двигателем, выполненным комбинированным и обеспечивающим создание пропульсивной реактивной тяги посредством хвостового сопла на всех эксплуатационных режимах полета, а также привод и возможность регулирования оборотов соосного несущего винта, при этом горизонтальное управляемое оперение расположено впереди оси вала соосного несущего винта, а вертикальное оперение установлено на крыле.
Применив новый принцип, названный нами «концепцией нулевой тяги (ZT - Zero Thrust)», вместо создания вертолета с «жестким» соосным винтом без крыла (S-97), предлагается создание соосного винтокрыла (вертолета с крылом и пропульсивным движителем), обеспечивающего возможность практически полной разгрузки винтов путем уменьшения тяги и оборотов и, соответственно, существенного уменьшения влияния винтов на энергетику летательного аппарата. При этом крыло обеспечивает необходимую подъемную силу при полете с практически нулевой тягой винтов на всех эксплуатационных режимах полета. Величина подаваемой на винт мощности при этом должна быть достаточной для обеспечения устойчивого вращения винтов и регулирования оборотов. В этом случае нагрузки в элементах конструкции винтов существенно уменьшаются. Уменьшается маховое движение, что дополнительно открывает возможности достижения дозвуковых скоростей полета.
По концепции ZT уменьшение оборотов винта и его тяги до минимально допустимых величин приводит к качественному изменению характеристик летательного аппарата. Летные данные определяются исключительно аэродинамическими характеристиками планера, а винтокрыл, по существу, превращается в самолет.
Заявляемая полезная модель поясняется чертежами, где:
Фиг. 1 - Общий вид винтокрыла;
Фиг. 2 - Три проекции винтокрыла.
Предлагаемая полезная модель скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) содержит: удобообтекаемый фюзеляж 1, в носовой части которого расположены носовой обтекатель 2, кабина экипажа 3 с органами управления (рычаг циклического шага, рычаг общего шага, педали путевого управления); закабинный отсек 4; переднее горизонтальное управляемое оперение (ПГО) 5; расположенное впереди оси вала соосного несущего винта 7; расположенный в средней части фюзеляжа обтекатель (кабан) 6 соосного несущего винта 7, включающего лопасти 8, втулки 9, обтекатели втулок 10, систему управления винтов 11 и обтекатель 12 вала верхнего несущего винта; мотогондолу 13 с комбинированной силовой установкой, выполненной с возможностью перенастройки частоты вращения соосного несущего винта 7, содержащей не менее одного комбинированного двигателя 14, обеспечивающего как привод соосного несущего винта посредством главного редуктора, так и создание пропульсивной реактивной тяги посредством хвостового сопла 15; крыло 16, расположенное позади оси вала соосного несущего винта 7 и оборудованное управляемыми закрылками 17, элевонами 22 и отклоняемыми консолями 21; вертикальное оперение 18 с рулями направления 19, установленное на крыле; убираемое в полете шасси 20.
Предлагаемая полезная модель скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) работает следующим образом.
Взлет скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) осуществляется по вертолетному - вертикально, с использованием соосного несущего винта 7. Для обеспечения вертикального взлета комбинированный двигатель 14 подает необходимую мощность на соосный несущий винт 7 винтокрыла через главный редуктор. При этом реактивная тяга комбинированного двигателя 14 минимальна. Предварительно, комбинированный двигатель 14 настраивается на обеспечение взлетных оборотов соосного несущего винта.
После вертикального взлета и при необходимости фиксации режима висения, осуществляются либо необходимые эволюции на малых скоростях полета (в соответствии с заданием на полет), либо переход на большие скорости полета. Для этого, путем отклонения в кабине экипажа 3 органов управления, увеличивается реактивная тяга комбинированного двигателя 14, (используя предусмотренный избыток мощности) и по мере разгона, при уменьшении потребной мощности, автоматически уменьшается подача мощности на соосный несущий винт 7 с сохранением постоянной частоты его вращения. Разгон осуществляется с положительным углом тангажа скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла), вследствие чего с ростом скорости полета растет подъемная сила крыла 16. В процессе разгона управляемые закрылки 17 и отклоняемые консоли крыла 21 устанавливаются в полетное положение. Шасси 20 убирается.
С ростом скорости полета, на скоростях более 250…300 км/ч осуществляется плавная перенастройка частоты вращения соосного несущего винта 7 в сторону уменьшения его оборотов. Разгон может осуществляться как с набором высоты, так и горизонтально. По мере разгона с ростом подъемной силы крыла 16 подъемная сила соосного несущего винта 7 уменьшается. При достижении скоростей полета 400 км/ч и выше устанавливается частота вращения соосного несущего винта 7, обеспечивающая оптимальные характеристики полета. На скоростях более 400 км/ч соосный несущий винт 7 разгружается до минимально допустимой величины, при этом создание необходимых оборотов соосного несущего винта 7 обеспечивается путем автоматической перенастройки частоты вращения выходного вала комбинированного двигателя в зависимости от условий полета, величины полетной массы, скорости, барометрической высоты, температуры наружного воздуха.
На этом режиме полета на скоростном комбинированном вертолете (винтокрыле) используется новый принцип, названный нами «концепцией нулевой тяги (ZT - Zero Thrust)», суть которой заключается в обеспечении практически полной разгрузки несущего винта 7, независимо от способа крепления («жесткое» или шарнирное) лопастей 8 к втулке 9. Соосные несущие винты при этом имеют практически нулевую тягу, малую частоту вращения и сопротивление. Потери мощности на привод несущих винтов 7 определяются, в основном, потерями на преодоление профильного сопротивления, которые при уменьшении оборотов и тяги несущих винтов 7 снижаются. В этом случае несущие винты 7 имеют малое маховое движение и нагрузки, и оказывают небольшое влияние на общую энергетику полета.
В дальнейшем полет происходит на самолетном режиме, где основная подъемная сила обеспечивается крылом 16 с отклоняемыми консолями 21.
Создание необходимой вертикальной перегрузки и маневрирование осуществляется увеличением подъемной силы крыла 16 (взятием рычага циклического шага в кабине 3 «на себя»). При этом для предотвращения роста частоты вращения соосного несущего винта 7 и его тяги сверх допустимой величины, система автоматического управления, либо летчик посредством органов управления в кабине 3, дополнительно отклоняют вниз управляемые закрылки 17.
Система автоматического управления при росте перегрузки обеспечивает также дополнительное уменьшение общего шага соосных несущих винтов для предотвращения роста коэффициента тяги винтов 7, с обеспечением приемлемого изменения оборотов. В этом случае обеспечивается получение заданной перегрузки с умеренным ростом угла тангажа (атаки) и частоты вращения соосного несущего винта 7. Для сохранения скорости полета при отклонении управляемых закрылков 17 дополнительно может увеличиваться и реактивная тяга комбинированного двигателя 14.
Продольное управление скоростным комбинированным вертолетом осуществляется путем изменения циклического шага соосных несущих винтов, соответствующего отклонения переднего горизонтального управляемого оперения (ПГО) 5, и отклонения элевонов 22 на отклоняемых консолях 21 крыла.
Поперечное управление скоростным соосным комбинированным вертолетом осуществляется путем изменения циклического шага соосных несущих винтов и отклонения элевонов 22 на отклоняемых консолях 21 крыла.
Управление скоростным комбинированным вертолетом по курсу осуществляется путем изменения дифференциального общего шага соосных несущих винтов и отклонения рулей направления 19 на вертикальном оперении 18 посредством педалей путевого управления в кабине экипажа 3. Передаточное отношение между изменением дифференциального общего шага соосных несущих винтов и рулей направления по скорости переменное. При этом на скоростях более 320 км/ч изменение дифференциального общего шага соосных несущих винтов отключается полностью.
После выполнения задания осуществляется торможение скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) до скоростей полета 250…300 км/ч с выходом частоты вращения соосного несущего винта 7 на взлетную частоту вращения. Дальнейшее торможение осуществляется до зависания с уменьшением реактивной тяги комбинированного двигателя 14 и с соответствующим увеличением подачи мощности на соосный несущий винт. Отклоняются вниз на 90 градусов управляемые закрылки 17 и отклоняемые консоли 22 крыла. Посадка выполняется по вертолетному - вертикально на выпущенное шасси 20.
Совокупность отличительных признаков предлагаемой полезной модели обеспечивает решение поставленной технической задачи:
- использование введенной нами концепции нулевой тяги (ZT) на скоростном комбинированном вертолете (винтокрыле) путем совместного использования несущего винта, крыла, ПГО и комбинированного двигателя. При этом на режимах полета со скоростями более 400 км/ч крыло обеспечивает как практически полную разгрузку несущих винтов и существенное уменьшение амплитуды махового движения лопастей при полете с малой частотой вращения, что снижает сопротивление несущих винтов, нагрузки в элементах конструкции и практически исключает влияние несущих винтов на энергетику винтокрыла, его управляемость и балансировку, так и возможность маневрирования с большими перегрузками, сохраняя малую тягу несущих винтов путем увеличения подъемной силы крыла за счет использования механизации.
- использование переднего горизонтального управляемого оперения (ПГО) для обеспечения балансировки скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) при положительной подъемной силе. ПГО увеличивает аэродинамическое качество планера (в классических, принятых на современных вертолетах аэродинамических компоновках оперение, как правило, имеет отрицательную подъемную силу);
- использование крыла для обеспечения необходимой несущей способности, что в сочетании с использованием ПГО, обеспечивает высокое аэродинамическое качество;
- использование высокой степени механизации крыла с закрылками и элевонами, обеспечивающей улучшение управляемости и возможность существенного увеличения вертикальной перегрузки при отклонении закрылков для увеличения подъемной силы крыла так, что при этом практически не увеличивается коэффициент подъемной силы несущего винта и частота его вращения при общем увеличении угла атаки винтокрыла;
- выбор частоты вращения несущего винта осуществляется таким образом, чтобы обеспечить максимально допустимое число Маха в концевых сечениях наступающих лопастей, допустимые нагрузки в элементах конструкции и оптимальную потребляемую мощность.
Таким образом, предлагаемое техническое решение скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) устраняет пробел в классе перспективных скоростных средств вертикального взлета и посадки, значительно расширяет возможности по увеличению скорости полета вертолета, позволяет значительно повысить его летно-технические и маневренные характеристики, что будет способствовать его конкурентоспособности.
Заявляемый комбинированный вертолет может быть изготовлен в условиях серийного производства с использованием имеющихся в отрасли материалов и технологий.