СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА
HELICOPTER POWER PLANT

Изобретение относится к авиации.
Известна двигательная установка вертолета по патенту РФ №2196913, МПК F02K 7/16, опубл. 20.01.2003 г.
Эта двигательная установка содержит входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера с возможностью качания в плоскости симметрии планера.
Недостатки:
- плохая безопасность полета в связи с тем, что при разрушении винта посадка вертолета почти всегда приведет к катастрофическим последствиям,
- необходимость качания всего двигателя для управления вектором тяги приведен к росту веса летательного аппарата.
Известна двигательная установка летательного аппарата вертикального взлета и посадки (вертолета) по патенту РФ №2629621, МПК B64D 35/08, опубл. 30.08.2017 г., прототип.
Эта двигательная установка содержит несколько основных маршевых двигателей (обычно два) и один вспомогательный, который запускают и снимают с него мощность для добавления мощности к основным двигателям в критических ситуациях.
Однако эта схема не позволяет предотвратить аварию с тяжелыми последствиями при поломке винта и при полном отказе даже одного маршевого двигателя, а тем более двух.
Задача создания изобретения: обеспечение безопасной посадки летательного аппарата вертикального взлета и посадки.
Технический результат: обеспечение безопасной посадки летательного аппарата вертикального взлета и посадки.
Решение указанной задачи достигнуто в силовой установке летательного аппарата вертикального взлета и посадки, содержащей несколько газотурбинных двигателей, тем, что применено три газотурбинных двигателя: один винтовентиляторный газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа, и два маршевых двигателя, при этом винтовентиляторный газотурбинный двигатель выполнен с винтовентилятором с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, и соединенные с ним двумя валами биротативный компрессор и биротативную турбину, которые установлены внутри внутреннего корпуса, с образованием второго контура между внешним и внутренним корпусами, при этом лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнено внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги, а маршевые двигатели валами отбора мощности соединены с редуктором.
Может быть выполнено внешнее сопло с регулируемым вектором тяги.
Между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя может быть выполнена форсажная камера.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель может быть валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами.
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…14), где:
- на фиг. 1 приведена схема летательного аппарата,
- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,
- на фиг. 3 приведена схема компоновки винта, редуктора и газотурбинного двигателя,
- на фиг. 4 приведена схема силовой установки с тремя двигателями,
- на фиг. 5 приведен газотурбинный двигатель вертолета, первый вариант в рабочем положении,
- на фиг. 6 приведен газотурбинный двигатель вертолета, второй вариант в рабочем положении,
- на фиг. 7 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.
- на фиг. 8 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, 2-й вариант, повернуто на 90°.
- на фиг. 9 приведена схема передачи мощности от ГТД на роторные ступени биротативного винтовентилятора,
- на фиг. 10 приведена схема управления поворотной части внутреннего сопла с управляемым вектором тяги и внешнего сопла,
- на фиг. 11 приведена схема винтовентилятора,
- на фиг. 12 приведена схема управления лопастями винтовентилятора,
- на фиг. 13 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, исходное положение,
- на фиг. 14 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, повернуто.
Обозначения, принятые в описании:
1. фюзеляж 1
2. передние крылья 2,
3. маршевые двигатели 3,
4. маршевый двигатель 4,
5. винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5,
6. редуктор 6,
7. вал отбора мощности 7,
8. вал отбора мощности 8,
9. биротативный винтовентилятор 9,
10. цилиндрический корпус 10,
11. входной направляющий аппарат 11,
12. первая роторная ступень винтовентилятора 12,
13. лопасти 13,
14. оси 14,
15. верхняя ступица 15,
16. вторая роторная ступень винтовентилятора 16,
17. нижняя ступица 17,
18. внутренний вал 18,
19. внешний вал 19,
20. муфта 20,
21. первый привод 21,
22. первый вал 22,
23. первый механизм управления лопастями 23,
24. второй привод 24,
25. второй вал 25,
26. второй механизм управления лопастями 26,
27. внешний корпус 27,
28. внутренний корпус 28,
29. второй контур 29,
30. биротативный компрессор 30,
31. биротативная турбина 31,
32. статор компрессора 32,
33. первый ротор компрессора 33,
34. второй ротор компрессора 34,
35. статор турбины 35,
36. первый ротор турбины 36,
37. второй ротор турбины 37,
38. внутренний вал 38,
39. внешний вал 39,
40. вспомогательный вал отбора мощности 40,
41. внутренний редуктор 41,
42. камера сгорания 42,
43. форсунки 43,
44. внутреннее сопло 44,
45. основная топливная система 45,
46. топливопровод 46,
47. топливный насос 47,
48. привод 48,
49. внутренние опоры 49,
50. внешние опоры 50,
51. форсажная камера 51,
52. форсажный коллектор 52,
53. форсажная топливная система 53.
54. топливопровод 54,
55. форсажный насос 55,
56. привод 56.
57. внешнее сопло 57,
58. второй вал отбора мощности 58,
59. неподвижная часть 59,
60. поворотная часть 60,
61. цилиндрическая цапфа 61,
62. гидроцилиндр 62,
63. система рычагов 63.
64. неподвижная часть 64,
65. поворотная часть 65,
66. вторая цилиндрическая цапфа 66,
67. второй гидроцилиндр 67,
68. система рычагов 68,
69. корпус ступицы 69,
70. ведомая шестерня 70,
71. полость 71,
72. зубчатая рейка 72,
73. привод 73,
74. блок управления 74,
75. линия связи 75.
Боевой ударный вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, передние крылья 2, маршевые двигатели 3 и 4, винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5, редуктор 6. Маршевый двигатель 3 валом отбора мощности 7 соединен с редуктором 6, а маршевый двигатель 4 валом отбора мощности 8 соединен с редуктором 6.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5, установлен вертикально в районе центра масс вертолета (Фиг. 1 и 2).
Винтовентиляторный газотурбинным двигатель 5 содержит биротативный винтовентилятор 9, содержащий цилиндрический корпус 10, входной направляющий аппарат 11, первую роторную ступень винтовентилятора 12 с лопастями 13, оси 14 которых установлены радиально в верхней ступице 15. Под первой роторной ступенью винтовентилятора 5 размещена вторая роторная ступень винтовентилятора 16 с нижней ступицей 17 с лопастями 18. Роторные ступени винтовентилятора 12 и 16 выполнены с возможностью вращения в противоположном направлении.
Первая роторная ступень винтовентилятора 12 соединена с внутренним валом 18, а вторая роторная ступень винтовентилятора 16 соединена с внешним валом 19.
Внутренний вал 18 и внешний вал 19 соединены с выходом из редуктора 6. К входу редуктора 6 присоединена муфта 20 (фиг. 2).
Первая роторная ступень винтовентилятора 12 имеет первый привод 21, соединенный через первый вал 22 и первый механизм управления лопастями 23 с лопастями 13, установленными на верхней ступице 15.
Вторая роторная ступень винтовентилятора 16 оборудована вторым приводом 24,
С вторым валом 25, вторым механизмом управления лопастями 26.
Кроме того, винтовентиляторный ГТД 5 содержит внешний корпус 27, установленный концентрично ему внутри внутренний корпус 28 с образованием второго контура 29 между ними, биротативный компрессор 30 и биротативную турбину 31. Биротативный компрессор 30 содержит статор компрессора 32 и два ротора компрессора: первый 33 и второй 34. Биротативная турбина 31 содержит статор турбины 35 и два ротора турбины: первый 36 и второй 37. Винтовентиляторный ГТД 5 имеет два вала: внутренний 38 и внешний 39. Первый ротор компрессора 33 соединен внутренним валом 38 с вторым ротором турбины 37. Второй ротор компрессора 34 соединен внешним валом 39 с вторым ротором турбины 37.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 имеет вспомогательный вал отбора мощности 40 (фиг. 2 и 3) для отбора мощности от внешнего вала 39 через внутренний редуктор 41 (фиг. 3) на вспомогательные агрегаты, например генератор и стартер.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 содержит (фиг. 3) камеру сгорания 42 с форсунками 43 и внутренне сопло 44 с регулируемым вектором тяги.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 по первому варианту (фиг. 3) имеет одну основную топливную систему 45. Основная топливная система 45 содержит топливопровод 46, в котором установлен топливный насос 47, соединенный с приводом 48.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 выполнен биротативным и содержит два вала 38 и 39. Внутренний и внешний валы 38 и 39 установлены соответственно на внутренних опорах 49 и внешних опорах 50.
Валы 38 и 39 с соответствующими им роторами 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 винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, первый вариант.
На фиг. 5 приведен второй вариант винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, который дополнительно содержит форсажную камеру 51 с форсажным коллектором 52 (с форсунками) внутри и форсажную топливную систему 36.
Форсажная топливная система 53 содержит топливопровод 54 с установленным в нем форсажным насосом 55, к которому присоединен привод 56. Топливопровод 54 соединен с форсажным коллектором 52.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 вертолета (фиг. 1).
На фиг. 6 приведена более детально конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя 9 вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.
Винтовентиляторный ГТД 2, как упомянуто ранее, содержит внутренний вал 38, установленный на внутренних опорах 49 и внешний вал 39, установленный на внешних опорах 50.
Винтовентиляторный ГТД 5 (фиг. 7) содержит статор компрессора 32, два ротора компрессора первый - 33 и второй - 34, выполненные с возможность вращения в противоположном направлении и без направляющих аппаратов между ними, статор турбины 35, и два ротора турбины: первый 36 и второй 37, также выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны и без сопловых аппаратов между ними. С внешним валом 39 связан внутренний редуктор 41, к которому присоединены вспомогательный вал отбора мощности 40 для отбора мощности на вспомогательные агрегаты, например, электрогенератор. Первый ротор компрессора 33 и второй ротор турбины 20 соединены внутренним валом 21. Второй ротор компрессора 17 и первый ротор турбины 37 соединены внешним валом 39.
Применение биротативной схемы винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 уменьшит его осевой габарит, вес и устранит реактивный момент, действующий на фюзеляж 1. Кроме того, гироскопические эффекты от двух роторов, вращающихся в противоположном направлении взаимно компенсируются. Это позволит значительно упростить управление вертолетом.
На фиг. 8 приведена конструкция винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 вертолета, 2-й вариант, с форсажной камерой, повернуто на 90°.
Дополнительно к первому варианту между биротативной турбиной 31 и внутренним соплом 44 расположена форсажная камера 51 с форсажным коллектором 52 для впрыска топлива на форсажных режимах.
Форсажная топливная система 53 содержит топливопровод 54 с установленным в нем форсажным насосом 55, к которому присоединен привод 56. Топливопровод 37 соединен с форсажным коллектором 35.
Маршевые двигатели 3 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.
На фиг. 9 приведена кинематическая схема соединения валов биротативного винтоветилятора.
На фиг. 10 приведено внутренне сопло 44 с регулируемым вектором тяги.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 может иметь второй вал отбора мощности 58 (фиг. 3) для привода других вспомогательных агрегатов, например, системы кондиционирования кабины пилотов вертолета.
Внутренне сопло 44 с регулируемым вектором тяги одержит неподвижную часть 59, поворотную часть 60, соединенные цилиндрическими цапфами 61 и гидроцилиндр 62 с системой рычагов 63 (фиг. 3, 4 и 12).
Внешнее сопло 57 с регулируемым вектором тяги содержит неподвижную часть 64, поворотную часть 65, соединенные вторыми цилиндрическими цапфами 66 и второй гидроцилиндр 67 с системой рычагов 68 соединяющей второй гидроцилиндр 67 с поворотной частью 65 (фиг. 3, 4 и 12).
На фиг. 11 приведена схема роторов биротативного винтовентилятора 9.
На фиг. 12 приведена схема управления лопастями 13 биротативного винтовентилятора 9, которая содержит корпус ступицы 69, ведомую шестерню 70 в полости 71, соединенную с осью 14 и контактирующую с зубчатой рейкой 72.
Далее система управления углами атаки лопастей 13 иллюстрируется на первой роторной ступени винтовентилятора 12. Схема управления углами атаки лопастей 13 для второй ступени винтовентилятора 16 аналогична.
У каждой лопасти 13 выполнена ось 14, на конце которой установлена ведомая шестерня 70. Ведомая шестерня 70 установлена в полости 71, выполненной в корпусе ступицы 69. С каждой ведомой шестерней 70 контактирует зубчатая рейка 72, с которой соединен привод 73.
Система управления углами атаки β лопастей 13 позволяет управлять углом атаки β несинхронно и тем самым создавать дополнительную реактивную тягу от биротативного винтовентилятора 9 и управлять перемещением вертолета как по курсу, так и в перпендикулярной плоскости при отказе механизмов управления поворотом сопел 44 и 57.
Двигательная установка вертолета содержит блок управления 74, предназначенный для управления вертолетом, в том числе вектором тяги и углами атаки β лопастей 13, который линиями связи 75 соединен с приводом 73 и гидроцилиндрами 68 и 67 (фиг. 12).
На фиг 13 и 14 приведен процесс изменения угла атаки β лопастей 13 биротативного винтовентилятора 9. При этом изменение углов атаки β лопастей 13 может производиться рассогласовано.
РАБОТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариант
Сначала запускают и прогревают винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 в режиме «малого газа» (фиг. 1 и 3). Для этого внешний вал 39 раскручиваю через вспомогательный вал отбора мощности 40 и внутренний редуктор 41 стартером (стартер на фиг. 1-l4 не показан). Привод 48 раскручивает топливный насос 47 основной топливной системы 45 и топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 46 подается в форсунки 43 камеры сгорания 42. Продукты сгорания проходят через биротативную турбину 14. Мощность с биротативной турбины 14 передается на биротативный компрессор 30, который сжимает воздух, идущий через него. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 42 для поддержания процесса горения.
Реактивная тяга винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, создаваемая внутренним соплом 44 и внешним соплом 63 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги биротативного винтовентилятора 9 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме.
Холодный воздух, истекающий из внешнего сопла 63, смешиваясь с продуктами сгорания, истекающими из внутреннего сопла 44 снижает температуру реактивной струи и тем самым повышает безопасность взлета и посадки.
После прогрева винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 его основную топливную систему 45 переводят на «взлетный режим». Вертолет вертикально взлетает.
Совместная тяговооруженность биротативного винтовентилятора 9 с учетом второго контура 29 и сопел 44 и 57 на номинальном режиме составляет 1,05…1,1.
Горизонтальная составляющая тяги создается при помощи маршевых двигателей 3 и 4 (фиг. 2 и 4). Управление вертолетом при маневрах может осуществляться рассогласование силы тяги маршевых двигателей 3 и 4.
Одновременно возможно выполнение резкого маневра поворотом поворотной части 60 твнутреннего сопла 44 и поворотной части 65 внешнего сопла 57.
На фиг 14 приведен процесс изменения угла атаки лопасти 13.
По команде с блока управления 74 привод 73 поворачивает лопасти 13 (фиг. 13) в нужном направлении. Угол атаки β изменяется (фиг. 13 и 14).
За счет поворотных сопел: внутреннего 44 и внешнего 57, рассогласования силы тяги маршевых двигателей 3 и 4 и управления углами атаки β лопастей 13 биротативного винтовентилятора 9 можно значительно улучшить маневренность вертолета, что позволит ему вступать в бой с современными истребителями и уклоняться от поражения ракетами всех классов (земля-воздух и воздух-воздух).
РАБОТА СИОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, первый вариант при поломке биротативного винтовентилятора.
При поломке биротативного винтовентилятора 9 увеличивают подачу топлива в основной топливной системе 45 в 1,1-1,2 раза. Реактивной тяги, создаваемой соплами 44 и 57 будет достаточно для мягкой посадки вертолета.
РАБОТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ со вторым вариантом двухконтурного ГТД
При значительном снижении силы тяги винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 по любым причинам в этом варианте форсажный насос 55 подает топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 54 в форсажный коллектор 52 форсажной камеры 51, где воспламеняется при помощи запальника (запальник на фиг. 1-14 не показан). Реактивная тяга, создаваемая соплами 44 и 57 значительно увеличивается. Продукты сгорания через внутреннее сопло 44 истекают вертикально вниз, эжектируя воздух через внешнее сопло 57.
Тяга, создаваемая соплами 44 и 57, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что обеспечивает аварийную посадку вертолета ценой очень большого расхода топлива.
Применение форсажной камеры 51 в винтовентиляторном газотурбинном двигателе 5 позволяет спроектировать винтовентиляторный ГТД 5 меньших габаритов и веса, что очень важно, так как использование максимальных возможностей винтовентиляторного ГТД 5 приходится применять чрезвычайно редко.
Горизонтальная составляющая тяги создается (фиг. 12) поворотом при помощи гидроцилиндра 62 поворотной части 60 внутреннего сопла 44 относительно неподвижной части 59 и согласованного поворота при помощи второго гидроцилиндра 67 поворотной части 65 внешнего сопла 57 в ту же сторону.
Привод второй роторной ступени винтовентилятора 16 (фиг. 4) от маршевых двигателей 3 и 4 позволяет продолжить полет боевого ударного вертолета при отказе одного из двигателей или поломке одной из роторных ступеней винтовентилятора 12 или 16. Это дополнительно увеличит надежность и живучесть вертолета.
Применение изобретения позволило:
- обеспечить безопасную посадку при разрушении одной или двух роторных ступеней винтовентилятора и других неисправностях, резко уменьшающих тягу винтовентиляторного газотурбинного двигателя в полете,
- сохранить жизнь экипажу и пассажирам, уменьшить осевой габарит и вес газотурбинного двигателя,
- упростить управление вертолетом, сделать его более эффективным,
- улучшить технические характеристики вертолета: скорость, высоту подъема вертолета и др. технические, эксплуатационные и боевые характеристики,
- значительно улучшить маневренность вертолета за счет поворотных сопел и рассогласования силы тяги маршевых двигателей.