Движитель и двигатель противопожарной летающей платформы

Ю. С. Подзирей

канд. физ-мат. наук, старший научный сотрудник Института ядерных исследований HAH Украины, г. Киев, Украина

УДК 629.7.614.841

ДВИЖИТЕЛЬ И ДВИГАТЕЛЬ ПРОТИВОПОЖАРНОЙ ЛЕТАЮЩЕЙ ПЛАТФОРМЫ

Приведена принципиальная схема газотурбинного подъемно-маршевого двигателя с компрессором на основе поперечно-поточного нагнетателя. Рассмотрена возможность его совместной работы с щелевым эжекторным усилителем тяги с целью замены несущего винта для противопожарной летающей платформы особо большой грузоподъемности.

Ключевые слова: противопожарная летающая платформа, газотурбинный подъемно-маршевый двигатель, щелевой эжекторный усилитель тяги.

Строительство высотных объектов в крупных городах и мегаполисах предполагает обеспечение пожаробезопасности этих объектов и их противопожарное обслуживание, которое невозможно полноценно осуществить с использованием наземной техники или вертолетов. Планом развития Москвы намечено строительство нескольких сотен зданий повышенной этажности. Беспомощно кружащийся вокруг горящей телебашни в Останкино вертолет Ка-30 непосредственно в телеэфире продемонстрировал проблемы, имеющие место в этой области. Очевидна необходимость использования иных транспортных средств. Таким транспортным средством может быть летающая платформа (ЛП).

В качестве движителя ЛП обычно рассматривают винты, расположенные в горизонтальной плоскости, как у вертолета, но заключенные в кольцевые каналы, которые могут иметь внизу жалюзи, отклоняющие воздушный поток по ходу движения. При отсутствии последних для горизонтального перемещения ЛП может также использоваться ее наклон по ходу движения. Двигатель обычно турбовинтовой или турбовальный. Каналы позволяют увеличить тягу винта и летать без риска задеть окружающие предметы. Меньшие габариты летающей платформы являются ее основным преимуществом перед вертолетом. Однако это приводит к значительному ухудшению летных и весовых характеристик. Из-за большой нагрузки на опорную площадьр (до 100 кгс/м2) ЛП нуждаются в очень мощной силовой установке. Кроме того, для ЛП нагрузка на мощность д составляет всего 2,3-2,5 кг/л. с., в то время как у вертолета она достигает 4-5 кг/л. с. Это приводит к высоким значениям параметра дл]~р, являющегося

"характеристикой летучести" для винтокрылых аппаратов. Поэтому летающие платформы фактически являются не самым лучшим вариантом летательного аппарата вертикального взлета и посадки. Они имеют очень низкую скорость набора высоты и малую высоту статического потолка. ЛП с винтами в кольцевых каналах обладают и другим существенным недостатком: каналы создают значительное лобовое сопротивление. Как следствие, платформа имеет низкую горизонтальную скорость. На рис. 1 представлена платформа с несущими винтами в каналах, грузоподъемность которой достаточна для доставки огнегасящих материалов и необходимого оборудования к очагу возгорания.

ЛП подобного типа имеют также значительные габариты по высоте и недостаточный полезный объем в варианте с салоном. Оценивая необходимые параметры, ЛП следует рассматривать, в первую очередь, как спасательное и противопожарное средство. Высота даже самых высоких зданий не превышает, как правило, 500 м. Поэтому требования

Рис. 1. Проект тяжелой летающей платформы фирмы "Хиллер", вариант подъемного крана

54

ISSN 0869-7493 ПОЖАРОВЗРЫВОБЕЗОПАСНаСТЬ 2010 ТОМ 19 №2

по высоте статического потолка и скороподъемности могут быть снижены. Однако ЛП обязательно должна обладать возможностью стыковки с оконным проемом на любой высоте и сохранять устойчивость в этом положении, независимо от изменения собственной массы. Платформа должна иметь радиус действия, соответствующий размерам крупных мегаполисов, и скорость полета на уровне транспортного вертолета. Использование ЛП как противопожарного средства может обеспечить ее развитие и последующее применение с минимальными изменениями конструкции и в других областях транспортировки [1,2]. Следует вспомнить, что верто-летостроение получило развитие только после того, как вертолет продемонстрировал прекрасные возможности по эвакуации раненых непосредственно с поля боя в корейской войне.

Как показала история не вполне успешного развития этого вида летательных аппаратов, выбор движителя и двигателя являлся и является основным "моментом истины". Кольцевые каналы несущих винтов не позволяют достичь удовлетворительной горизонтальной скорости и, соответственно, радиуса действия. Поэтому в качестве источника вертикальной тяги выбор должен быть сделан в пользу сопла ввиду его меньшего бокового (перпендикулярно продольной оси) аэродинамического сопротивления. Основной недостаток сопла, его низкий к. п. д., может быть преодолен за счет подсоединения эжекторного усилителя тяги (ЭУТ) в наиболее совершенном виде — щелевого с периферийной подачей рабочего газа.

Возможность создания подобной силовой установки в виде комбинации щелевого ЭУТ с турбо-поршневым двигателем рассматривалась и ранее, в работе [3]. Опорная площадь в таком случае вместо круга приобретает вид прямоугольника, вытянутого вдоль борта ЛП, что значительно сокращает ее габариты по ширине. В подобном двигателе вертикальная тяга создается выхлопом через выпускные окна, расположенные вдоль образующей трубы блока цилиндров, а горизонтальная — винтом изменяемого шага, имеющим кинематическую связь с валом многоступенчатого турбокомпрессора. Однако работа поршневого двигателя на выхлоп требует сверхвысокого давления наддува. Максимальная температура топливного цикла достигает 2500 °С, что находится на грани возможного для современного материаловедения. Большое количество деталей, расположенных внутри каждого поршня двустороннего действия, и индивидуальный для каждого поршня механизм гидродинамического торможения в мертвых точках существенно снижают безопасность полета. Частота выхлопа, непосредственно определяющая тягу двигателя, ограничена

инерциальными силами, возникающими при торможении поршней. Устранить инерциальные силы и обеспечить постоянное давление рабочего газа на выхлопе вместо импульсного, понизить максимальную температуру топливного цикла до более приемлемых 1500 °С позволяет топливный цикл со сгоранием при постоянном давлении, который используется в газотурбинном двигателе (ГТД). Однако совместная работа щелевого эжекторного усилителя тяги и обычного ГТД, имеющего круглое сопло, ведет к существенной потере давления на выхлопе. Отсюда возникает оригинальное требование к двигателю: он должен создавать на выходе плоскую струю, направленную вертикально вниз. Необходимая горизонтальная скорость может быть обеспечена тянущим или толкающим винтом самолетного типа.

Таким образом, в качестве двигателя ЛП следует выбрать ГТД с плоской струей выхлопа, у которого сопло и винт одновременно создают тягу в ортогональных направлениях. Задача состоит в том, чтобы путем изменения геометрической формы большинства деталей, замены отдельных механизмов и размещения их в положении, обеспечивающем максимальную эффективность, создать такой подъемно-маршевый ГТД, который бы, сохраняя все преимущества классического ГТД, позволил увеличить опорную площадь при уменьшении лобового сопротивления платформы, имел меньшие размеры по высоте и упрощенную систему управления.

Очевидно, что для создания плоской газовой струи на выхлопе двигателя надо иметь плоскую камеру сгорания вместо обычно используемой кольцевой; многоступенчатый компрессор, подающий в камеру плоскую струю сжатого воздуха, и газовую турбину полуоткрытого типа, которая способна снять часть энергии рабочего газа по всей длине камеры сгорания. Соответственно, воздухозаборник должен быть выполнен в виде щели, расположенной горизонтально в верхней части ЛП, а турбина и компрессор соединены мощной трансмиссией для передачи значительного крутящего момента.

Для получения плоской струи воздуха обычно используют поперечно-поточный нагнетатель (ППН), который принадлежит к классу лопаточных турбо-машин с вращающейся решеткой профилей. Традиционная область их применения — вентиляционные системы промустановок и зданий, тепловые завесы, газовые лазеры и т. д. Есть предложения об использовании ППН в области авиационной техники, которые имеют место начиная с 30-х годов прошлого столетия по сегодняшний день [4]. Специфической особенностью ППН является то, что воздушный поток дважды пересекает вращающуюся

решетку профилей. При этом поток воздуха на входе сжимается под действием центростремительной силы, а на выходе — центробежной. Таким образом, одна ступень ППН работает как две ступени осевого или центробежного нагнетателя. Применение ППН в качестве ступеней компрессора ГТД автору данной статьи неизвестно, что позволяет с некоторой степенью осторожности заключить, что подобное предложение сделано впервые.

Коэффициенты давления и производительности на выходе ППН определяются по формулам:

фБЬи = Q; Зри2 = 2ру,

где ф и З — соответствующие коэффициенты; Б — диаметр ротора, м; Ь — длина ротора, м; и — линейная (окружная) скорость, м/с; р — плотность воздуха на входе, кг/м3; ру — атмосферное давление, атм. Для ступеней высокого давления значения ф могут достигать 6-8, а для первой ступени низкого давления значения З могут быть в пределах 0,8-1,25. Подобные параметры позволяют получить мощный компрессор на основе четырех ступеней, который по своим параметрам сопоставим с обычным восьмиступенчатым осевым компрессором. Принципиальная схема подъемно-маршевого ГТД с компрессором на основе ППН представлена на рис. 2.

Газотурбинный подъемно-маршевый двигатель в предлагаемом варианте работает следующим образом. От бортовой вспомогательной силовой установки или аэродромной сети питания подается напряжение в цепи контроля, управления и запуска двигателя. Роторам нагнетателя 4 (см. рис. 2) придается вращательное движение. Атмосферный воздух через щелевой воздухозаборник 2 попадает в первое колено воздухопровода, где захватывается

А-А

Рис. 2. Газотурбинный подъемно-маршевый двигатель: 1 — устройство управления тягой в виде "языка"; 2 — щелевой воздухозаборник; 3 — корпус нагнетателя; 4 — роторы многоступенчатого поперечно-поточного нагнетателя; 5 — воздуховод; 6—картер; 7 — корпус одноступенчатой газовой турбины полуоткрытого типа; 8 — турбина; 9 — сопло двигателя; 10 — выходной вал редуктора; 11 — блок шестерен; 12 — камера сгорания; 13 — расходный топливный бак

лопатками ротора нагнетателя 4. Образующееся при этом диаметральное течение дважды пересекает вращающуюся решетку профилей и, обтекая возникший внутри ротора вихрь, сдвинутый направляющим аппаратом (на рис. 2 не показан), совершает поворот на угол более 90°. Посредством "языка" 1, являющегося частью воздуховода, сжатый воздух направляется последовательно во второе, третье и четвертое колена, где дополнительно сжимается аналогичным образом. Перемещением "языка" в первом колене регулируется тяга двигателя. На первой ступени обеспечивается максимальная производительность и создается низкое давление, на последующих — обеспечивается максимальное сжатие. После четырех поворотов поток сжатого воздуха приобретает первоначальное направление и попадает в камеру сгорания 12, где смешивается с топливом в пропорции, необходимой для работы двигателя в пусковом режиме. Система воспламенения и топливоподачи (на рис. 2 не показана) осуществляет зажигание топливной смеси и непрерывную подачу топлива. Рабочий газ, попадая на лопатки газовой турбины 8, создает на ее оси крутящий момент, который посредством шестерен блока 11 передается на оси нагнетателя, выходного вала редуктора 10 и источник собственного электроснабжения (на рис. 2 не показан). Вспомогательная силовая установка или аэродромное питание отключается. При степени сжатия на первой ступени, равной 1,5, степень сжатия на трех последующих ступенях может достигать 20 и более. После взлета изменение шага воздушного винта самолетного типа (на рис. 2 не показан), подсоединенного к выходному валу редуктора 10, позволяет осуществить горизонтальное перемещение ЛП вперед или назад. Специфическими особенностями двигателя являются:

1) возможность создания независимой тяги в вертикальном и горизонтальном направлениях;

2) возможность работы с наиболее эффективным видом эжекторного усилителя — щелевым с периферийной подачей рабочего газа. Коэффициент тягоусиления для подобного типа ЭУТ может достигать 1,8-2,0 [5]. Это обеспечивает эффективность выхлопа в создании подъемной силы того же порядка, что и несущий винт;

3) простота и надежность управления тягой двигателя и положения ЛП в пространстве за счет перемещения короткой заслонки на воздухозаборнике.

Особенностями использования подобного газотурбинного подъемно-маршевого двигателя является: расположение оси эжектора под углом к набегающему потоку при горизонтальном движении ЛП, что позволяет обеспечить эффективность его работы при скоростях более 100 км/ч; возможность последовательного соединения нескольких двига-

телей через упругие самодействующие муфты, позволяющие отключать аварийный двигатель силовой установки; работа двигателей с единым щелевым эжекторным усилителем тяги с периферийной подачей рабочего газа; возможность создания горизонтальной тяги посредством тянущего и толкающего винтов одновременно, при наличии выходного вала на обоих торцах двигателя.

Большинство летательных аппаратов имеют потери подъемной силы на управление (балансировочные потери). Для обычных подъемно-маршевых ГТД управление положением летательного аппарата в пространстве осуществляется за счет отбора воздуха в компрессоре после ступени низкого давления, что заметно снижает тягу двигателя (до 10 %) [6]. Для предлагаемого ГТД расположение небольших подвижных заслонок на концах обоих щелевых воздухозаборников позволяет регулировать величину потока воздуха, попадающего в компрессор, и, соответственно, увеличивать или уменьшать тягу двигателя в заданном месте, что обеспечивает управление ЛП по крену и тангажу с меньшими энергетическими потерями. Дифференцированное изменение шага винтов по бортам платформы обеспечивает управление по курсу. На рис. 3 представлено поперечное сечение корпуса противопожарной платформы, которая позволит доставлять к высоко расположенному очагу возгорания достаточное количество огнегасящих материалов и средства пожаротушения.

Имеется также возможность значительно расширить радиус действия ЛП при наличии ровной

12 3 4 5

Рис. 3. Поперечное сечение корпуса платформы особо большой грузоподъемности: 1 — ротор ступени низкого давления; 2 — щелевой воздухозаборник; 3 — ротор второй ступени; 4 — салон; 5 — щель атмосферного пассивного потока ЭУТ; 6 — камера смешения ЭУТ

поверхности за счет экранного полета. Небольшое смещение поперечных осей ЭУТ от вертикали в сторону салона приведет к появлению "фонтанного" эффекта, обнаруженного ранее для самолетов вертикального взлета и посадки.

Рассмотренный выше подъемно-маршевый ГТД, выполненный в виде линейного генератора газа, работающего с щелевым эжекторным усилителем тяги, оптимизирует форму опорной площади, уменьшает лобовое сопротивление и габариты ЛП по ширине и высоте. Переход на иную геометрию подъемно-маршевого ГТД позволяет создать аэромобильное противопожарное спасательное средство на базе существующего уровня материаловедения и технологий, которые отработаны при налаженном серийном производстве обычных ГТД.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Подзирей, Ю. С. О возможности замены несущего винта линейным генератором газа / Ю. С. Подзирей || Авиация общего назначения. — 2002. — № 10.

2. Томила, Б. Д. Безопорные транспортные средства — проблемы и перспективы / Б. Д. Томила, Ю. С. Подзирей || Арсенал XXI. — 2006. — № 1-2.

3. Коровкин, А. Г. Новые области применения диаметральных вентиляторов / А. Г. Коровкин,

A. Д. Савчук, А. А. Долгополов || Полет. — 2002. — № 4.

4. Подзирей, Ю. С. Аэромобильное противопожарное средство для высотных объектов / Ю. С. Подзирей || Пожаровзрывобезопасность. — 2007. — Т. 16, № 5. — С. 64-67.

5. Ененков, В. Г. Авиационные эжекторные усилители тяги / В. Г. Ененков, А. Л. Клячкин,

B. С. Коротаев, В. М. Супрун. —М.: Машиностроение, 1980. — 133 с.

6. Павленко, В. Ф. Силовые установки с поворотом вектора тяги в полете / В. Ф. Павленко. — М. : Машиностроение, 1986. — 196 с.

Материал поступил в редакцию 15 декабря 2009 г.

© Подзирей Ю. С., 2010 г. (e-mail: interdep@kinr.kiev.ua).