Многоцелевой вертолет и топливная система вертолета
MULTI-PURPOSE HELICOPTER AND HELICOPTER FUEL SYSTEM

Изобретение относится к области авиации, в частности к вертолетостроению, и может быть использовано в качестве транспортного винтокрылого летательного аппарата для выполнения транспортных (CAT по классификатору ICAO) и иных (GA/AW по классификатору ICAO) воздушных работ.
Известен вертолет-кран S-64 фирмы Сикорский, разработанный в 1962 году (Jane's, HELICOPTER MARKETS AND SYSTEMS, 2001, p. 366), который не имеет грузовой кабины в центральной части фюзеляжа и имеет трехстоечное шасси с низкой передней опорой под кабиной и двумя высокими задними опорами, закрепленными на пилонах. При этом два места пилотов расположены в передней части кабины, а обращенное назад третье рабочее место пилота-оператора расположено в задней части кабины и снабжено дублирующей системой управления. Под фюзеляжное пространство здесь организовано за счет отсутствия грузовой кабины и расположено сразу за кабиной экипажа, благодаря чему груз в подфюзеляжном пространстве расположен ближе к центру тяжести вертолета. Это улучшает устойчивость и облегчает управление вертолета с грузом.
Известен вертолет модульной конфигурации (патент US 9027879, В64С 37/00, публ. 12.05.2015 г.), в котором базовый летательный аппарат выполнен с возможностью присоединяться к различным закрытым жестким модульным кабинам, для соединения которых предусмотрено гибкое в поперечном направлении отказоустойчивое приспособление для крепления, при этом указанная модульная кабина сконфигурирована для различных задач или целей. Базовый летательный аппарат и кабина отдельно могут быть использованы независимо друг от друга.
Известен транспортный вертолет Ка-26, являющийся базовой моделью («Винтокрылые трансформеры», М. Лисов, 2019 г., стр. 24), содержащий фюзеляж с кабиной экипажа, две хвостовые балки с оперением, состоящим из стабилизатора и разнесенных по его размаху килей, силовую установку, состоящую из двух поршневых двигателей, расположенных по бокам фюзеляжа, соосный несущий винт, четырехопорное колесное шасси, и съемную транспортную кабину.
Известен транспортный вертолет Ка-226, являющийся модификацией Ка-26, (патент RU 41701 U1, В64С 27/00, публ. 10.11.2004 г.), отличающийся тем, что в качестве силовой установки применены газотурбинные двигатели, размещенные в фюзеляже за главным редуктором так, что образуют общую поверхность капотов, обеспечивающую минимизацию площади миделевого сечения фюзеляжа. На вертолете установлено неубирающееся четырехопорное колесное шасси. Вертолет имеет соосный несущий винт с «упругим» креплением лопастей в виде пластинчатых торсионов. Лопасти несущего винта электротепловую противообледенительную систему. Фюзеляж с обеих сторон снабжен консолями трапециевидной формы в плане с узлами для крепления главных опор шасси. Кабина экипажа выполнена с возможностью размещения двух амортизационных кресел пилотов. К задней части фюзеляжа крепятся две хвостовые балки. На концах балок расположено хвостовое оперение, состоящее из горизонтального (стабилизатор) и вертикального (боковые кили, размещенные на концах стабилизатора). Боковые кили снабжены неподвижными предкрылками. Вертолет снабжен съемной транспортной кабиной со сдвижной дверью (транспортным модулем). Створки грузового люка съемной транспортной кабины выполнены с разъемом по горизонтали, причем одна из них - верхняя, закреплена на петлях, а нижняя створка выполнена сдвижной по направляющим, установленным на днище съемной транспортной кабины. Система обогрева кабины пилотов и транспортной кабины выполнена за счет отбора сжатого горячего воздуха за компрессором каждого из двигателей. Данный аналог принят за прототип. Недостатками известного технического решения является недостаточный уровень безопасности, ввиду отсутствия авариестойкой топливной системы, дублированной гидросистемы, недостаточной ширины транспортного модуля для обеспечения посадки трех пассажиров в ряд с обеспечением безопасности при аварийной посадке. Другими недостатками являлись высокое аэродинамическое сопротивление фюзеляжа за счет формы носовой и хвостовой частей вертолета, что не позволяло обеспечить высокие скоростные характеристики, недостаточный объем топливных баков для выполнения части задач, а также недостаточный объем отсеков для размещения целевого оборудования.
Технической проблемой, на решение которой направлено предполагаемое изобретение, является создание модификации вертолета с улучшенными летно-техническими характеристиками.
Техническим результатом, достигаемым при реализации заявленного изобретения, является эксплуатация вертолета в расширенных ожидаемых условиях, включая повышенную безопасность выполнения транспортных операций, улучшенные летно-технические характеристики, повышение надежности на всех режимах полета, в том числе в аварийных ситуациях, расширение эксплуатационных возможностей вертолета.
Предлагаемый вертолет может эксплуатироваться в виде базовой конструкции, либо с применением сменных модулей.
Технический результат достигается за счет того, что в многофункциональном вертолете, содержащем фюзеляж 1, мотогондолу 9 с главным редуктором 25, двигатели 27 с выхлопными устройствами 28, соосный несущий винт, колесное шасси, две хвостовые балки 6 с хвостовым оперением 7, 8, систему управления, гидравлическую систему, в соответствии с заявляемым изобретением, - фюзеляж 1 снабжен узлами подвески съемных элементов, внутри фюзеляжа 1 размещена топливная система 22, при этом на правом борту фюзеляжа 1 размещены заливная горловина топлива 45, штуцер заправки топлива под давлением 46 и предохранительный клапан 44, кроме того на фюзеляже 1 расположены два люка 47, закрытые крышками 48.
При этом вертолет содержит носовой отсек оборудования 14, антенны комплекса бортового радиоэлектронного оборудования 15, средний отсек 17 радиоэлектронного оборудования, отсек 18 оборудования в днище кабины экипажа, приборное оборудование 19 кабины экипажа с многофункциональными индикаторами, энергопоглощающие кресла 20 экипажа, систему управления вертолета с проводкой, содержащей гибкие тяги 16, две гидравлических системы, комплексный агрегат управления 23 с двухкамерными гидроцилиндрами, четырехопорное колесное шасси, пол 21 кабины экипажа имеет высокую энергоемкость при смятии.
Кроме того, соосный несущий винт включает в себя колонку 10, втулки несущих винтов 24 с возможностью складывания лопастей 11.
Также вертолет снабжен лобовым стеклом 39, который имеет улучшенную форму одинарной кривизны, теоретическая поверхность фюзеляжа выполнена таким образом, что линейчатая поверхность лобового стекла 39 имеет плавный переход в обтекаемое тело фюзеляжа 1.
При этом к фюзеляжу 1 могут быть закреплены либо съемный транспортный модуль 50, либо грузовая платформа 51, либо лебедка.
Кроме того, на левом борту транспортного модуля 50 установлен контейнер 39 системы кондиционирования воздуха со съемными воздуховодами 40.
Также грузовая платформа 51 состоит из грузового пола 29 со съемными складными бортами 30, при этом на полу платформы закреплены тяги 31.
Технический результат также достигается за счет того, что в топливной системе вертолета, которая содержит топливные баки и насосы, в соответствии с заявляемым изобретением, - топливная система содержит три топливных бака, размещенных в отсеках фюзеляжа 1, при этом межбаковые соединения, трубы перелива 43 и места соединения баков 41, 42 с другими подсистемами и фюзеляжем 1 оснащены неразрушающимися удлиняющимися элементами, часть трубопроводов топливной системы размещены внутри топливных баков 41 и 42, на правом борту фюзеляжа 1 размещены заливная горловина 45 и предохранительный клапан 44, штуцер 46, кроме того на фюзеляже 1 расположены два люка 47, закрытые крышками 48, при этом топливные баки 41, 42 выполнены из прорезиненной ткани, устойчивы к сдавливанию, инерционным нагрузкам, проколам и порезам.
Объем, расположение и конфигурация топливных баков рассчитаны с учетом заданного диапазона центровки вертолета.
Кроме того, в каждом люке 47 расположен отсек, ограниченный герметичным кожухом 49.
Многофункциональный вертолет содержит фюзеляж 1, мотогондолу 9 с главным редуктором 25, двигатели 27 с выхлопными устройствами 28, соосный несущий винт, колесное шасси, две хвостовые балки 6 с хвостовым оперением 7, 8, систему управления, гидравлическую систему, при этом фюзеляж снабжен узлами подвески съемных элементов, что позволяет расширить эксплуатационные возможности вертолета.
Применение съемных элементов, таких, как съемный транспортный модуль 50, либо грузовая платформа 51, либо лебедка, позволяет расширить эксплуатационные возможности вертолета.
Использование грузовой платформы 51, которая состоит из грузового пола 29 со съемными складными бортами 30, с закрепленными на полу 29 тягами 31, позволяет расширить эксплуатационные возможности вертолета.
Применение топливной системы, которая содержит три топливных бака, размещенных в отсеках фюзеляжа 1, при этом межбаковые соединения, трубы перелива 43 и места соединения баков 41, 42 с другими подсистемами и фюзеляжем 1 оснащены удлиняющимися элементами, а часть трубопроводов топливной системы размещены внутри топливных баков 41 и 42, позволяет повысить безопасность вертолета и экипажа в аварийных ситуациях, за счет снижения риска разлива топлива.
Размещение на правом борту фюзеляжа 1 заливной горловины 45 и предохранительного клапана 44, а также штуцера 46 для заправки топливом под давлением, что облегчает работы, связанные с техническим обслуживанием вертолета, предотвращает возможное переполнение баков топливом.
Наличие на фюзеляже 1 двух люков 47, закрытых крышками 48 позволяет использовать крышки 48 в качестве подножки для обслуживающего персонала, что облегчает работы, связанные с техническим обслуживанием вертолета.
Наличие в конструкции таких элементов, как энергопоглощающие кресла 20 экипажа, система управления вертолета с проводкой, содержащей гибкие тяги 16, две гидравлических системы, комплексный агрегат управления 23 с двухкамерными гидроцилиндрами, четырехопорное колесное шасси, а также энергоемкого пола 21 кабины экипажа повышает безопасность эксплуатации вертолета.
Конструкция многоцелевого вертолета поясняется чертежами:
Фигура 1 - вертолет, общий вид  сверху;
Фигура 2 - транспортный модуль;
Фигура. 3 - грузовая платформа;
Фигура. 4 - вертолет с установленным транспортным модулем;
Фигура. 5 - вертолет с установленной грузовой платформой;
Фигура 6 - вертолет, продольное сечение;
Фигура 7 - авариестойкая топливная система, общий вид;
Фигура 8 - элементы топливной системы на правом борту вертолета;
Фигура 9 - люк доступа к топливной системе.
Вертолет модульной конструкции состоит из фюзеляжа типа «летающее шасси», на который может быть установлен транспортный модуль 50, транспортная платформа 51 или иное специальное оборудование (Фиг. 1, 3).
Фюзеляж 1 состоит из сменного носового кока 2, передней 3, средней 4 и центральной 5 (Фиг. 1) частей фюзеляжа, двух хвостовых балок 6 с установленным на них хвостовым оперением, включающим горизонтальное оперение 7 с шайбами вертикального оперения 8 на концах (Фиг. 1). На фюзеляже размещены капоты мотогондолы 9, колонка 10 соосного винта несущей системы, лопасти 11 несущего винта, основные опоры 12 и передние опоры 13 шасси.
К фюзеляжу 1 может быть закреплены (съемный транспортный модуль 50, либо грузовая платформа 51, либо внешняя грузовая подвеска (не показано) (Фиг. 4, 5).
Вертолет (Фиг. 6) содержит носовой отсек оборудования 14, антенны комплекса бортового радиоэлектронного оборудования 15, систему управления вертолета с проводкой типа гибких тяг 16, средний отсек 17 радиоэлектронного оборудования, отсек 18 оборудования в днище кабины экипажа, приборное оборудование 19 кабины экипажа с многофункциональными индикаторами, энергопоглощающие кресла 20 экипажа (Фиг. 6).
Пол кабины экипажа 21 выполнен энергоемким. Он сминается при ударе, гасит ударные волны и защищает пилотов от удара. Таким образом повышается безопасность экипажа при аварийных посадках.
Внутри фюзеляжа 1 размещена авариестойкая топливная система 22.
Соосный несущий винт включает в себя колонку 10, втулки несущих винтов 24 с возможностью складывания лопастей и лопасти 11. Несущий винт может быть оборудован электротепловой противообледенительной системой лопастей.
В мотогондоле 9 размещены главный редуктор 25, комплексный автомат управления 23 с возможностью автоматического и дополненного пилотирования, отказобезопасная система охлаждения 26 маслосистем двигателей и трансмиссии. Сверху над центральной частью фюзеляжа размещены двигатели 27 с выхлопными устройствами 28.
Носовая часть 3 фюзеляжа 1 снабжена лобовым стеклом 39, который имеет улучшенную форму одинарной кривизны (Фиг. 1). За счет этого достигается технологическое упрощение производства птицестойкого лобового остекления.
На центральной части фюзеляжа 5 может быть установлена лебедка спасательная грузовая различных типов (не показано).
На вертолете установлены две гидравлических системы (не показано), которые обеспечивают работу двухкамерных гидроцилиндров комплексного автомата управления 23, а также работу тормозной системы шасси (не показано).
На вертолете установлена проводка системы управления, в которой применены гибкие шариковые тяги (не показано), не требующие обслуживания в процессе эксплуатации.
В кабине экипажа размещены органы управления для двух членов экипажа (не показаны). При этом второй комплект органов управления выполнен съемным и позволяет при необходимости перевозить пассажира в кабине.
Предлагаемый многоцелевой вертолет имеет доработанный фюзеляж 1, теоретический контур которого отличается следующими признаками.
1. Интегральный переход поверхности лобового стекла 39 в обтекаемое тело фюзеляжа.
Теоретическая поверхность фюзеляжа выполнена таким образом, что линейчатая поверхность лобового стекла 39 имеет плавный переход в обтекаемое тело фюзеляжа 1, что улучшает аэродинамические характеристики планера вертолета.
2. Улучшенная форма вертикального оперения
Аэродинамическая конфигурация вертикального оперения улучшена за счет оптимизации геометрии передней кромки с предкрылком в виде двух сегментов, нижний из которых оптимизирован для режима авторотации, а верхний для набора скорости. При этом оперение имеет увеличенную площадь по сравнению с прототипом, вписываясь в ограничения по свесу лопастей несущего винта сверху и посадочного угла снизу. За счет этого достигается повышенная путевая устойчивость вертолета, несмотря на увеличенную площадь миделя фюзеляжа.
3. Остекление кабины экипажа имеет улучшенный обзор закабинного пространства за счет поднятой верхней кромки переплета лобового и бокового стекла, установленного на дверях кабины.
4. Форма носовой части вертолета расширена для обеспечения большего объема отсека оборудования 14 для установки радиолокационной станции под радиопрозрачным обтекателем (Фиг. 6).
Авариестойкая топливная система вертолета изображена на Фиг. 5.
Мягкие топливные баки 41 и 42 размещаются в среднем 4 и центральном 5 отсеках фюзеляжа 1 (Фиг. 1, 7). Подобная конфигурация позволяет освободить место в подкапотном пространстве для размещения других систем и агрегатов Для обеспечения авариестойкости, межбаковые соединения (трубы перелива 43) и места соединения баков с другими подсистемами и фюзеляжем оснащены удлиняющимися или рассоединяющимися элементами. Часть трубопроводов топливной системы размещены внутри топливных баков 41 и 42, что позволяет минимизировать риск утечки топлива при повреждении трубопроводов.
На правом борту фюзеляжа 1, в верхней части правого переднего топливного бака 42 размещены заливная горловина 45 для заправки самотеком на стоянке и предохранительный клапан 44, исключающий повреждение топливных баков при их переполнении (Фиг. 8). В нижней части правого переднего топливного бака 42 установлен штуцер 46 для заправки топливом под давлением. Его положение выбрано для обеспечения безопасности заправки топливом при вращающихся винтах вертолета. Таким образом повышается скорость заправки для повторного вылета вертолета.
На передней части фюзеляжа, под каждым из передних баков расположены люки 47, закрытые крышкой 48 (Фиг. 8). При этом в открытом состоянии крышка 48 выполняет функцию подножки, на которую может встать оператор для заправки топливом через заливную горловину 45 ручной заправки.
В люке 47 расположен отсек, ограниченный герметичным кожухом 49, позволяющим предотвратить протечку топлива в отсеки с оборудованием (Фиг. 8, 9). Через люки 47 открывается доступ к насосам 52 и клапанам слива отстоя топлива 53 с электромеханическим управлением.
Насосы 52 предназначены для закачки топлива в двигатели (Фиг. 9).
Предложенное размещение топливных баков и агрегатов топливной системы (не показаны) предотвращает утечку топлива и топливных баков вертолета при аварийной посадке, что позволяет существенно снизить вероятность пожара и повысить безопасность находящихся на борту людей.
Транспортный модуль 50 состоит из корпуса 32, в котором размещена боковая сдвижная дверь 33, задняя дверь 34, а также окно 35 с выдавливаемым стеклом, образующим аварийный выход (Фиг. 2). Внутри корпуса транспортного модуля 50 установлены откидные съемные либо стационарные пассажирские сиденья 36, а также размещены огнетушитель 37 и аптечка 38. На левом борту транспортного модуля 50 устанавливается контейнер 39 системы кондиционирования воздуха со съемными воздуховодами 40 охлаждения кабины транспортной и кабины экипажа. Конструкция воздуховодов 40 позволяет легко осуществить их монтаж или демонтаж. Пол транспортного модуля имеет усиленную конструкцию, позволяющую устанавливать на нем амортизационные кресла. В полу транспортного модуля есть люк (не показано), который позволяет использовать внешнюю грузовую подвеску без съема с вертолета транспортного модуля.
Грузовая платформа состоит из грузового пола 29 со съемными складными бортами 30 (Фиг. 3). На полу платформы закреплены тяги 31 крепления платформы.