RU2714090C1

RU2714090C1 - Винтокрылый летательный аппарат

Info

Publication number: RU2714090C1
Application number: RU2018144896A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2018-12-17
Filing date: 2018-12-17
Publication date: 2020-02-11

Abstract

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Винтокрылый летательный аппарат содержит фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло. Сопло газотурбинного двигателя выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме. Между турбиной и соплом выполнена форсажная камера. На днище фюзеляжа выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстие для размещения сопла в аварийном режиме, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом. В качестве демпфирующего материала применена сотовая конструкция или металлорезина. Обеспечивается безопасная посадка при разрушении несущего винта. 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к винтокрылы летательным аппаратам и направлено на повышение безопасности их полета.

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:

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. Изобретение повышает эффективность работы несущего винта.

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 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.

Задача создания изобретения: повышение надежности и безопасности полета.

Технический результат: обеспечение безопасной посадки при разрушении винта.

Решение указанной задачи достигнуто в безопасном вертолете, содержащем фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, тем, что сопло газотурбинного двигателя выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме.

Между турбиной и соплом может быть выполнена форсажная камера.

На днище фюзеляжа может быть выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения сопла в аварийном режиме, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.

В качестве демпфирующего материала может быть применена сотовая конструкция.

В качестве демпфирующего материала может быть применена металлорезина.

Сущность группы изобретений поясняется на чертежах (фиг. 1…8), где:

- на фиг. 1 приведена схема безопасного вертолета,

- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,

- на фиг. 3 приведена конструкция газотурбинного двигателя безопасного вертолета, первый вариант в рабочем положении,

- на фиг. 4 приведена конструкция газотурбинного двигателя безопасного вертолета, первый вариант в аварийном положении,

- на фиг. 5 приведена конструкция газотурбинного двигателя безопасного вертолета, второй вариант в рабочем положении,

- на фиг. 6 приведена конструкция газотурбинного двигателя безопасного вертолета, в вариант в рабочем положении

- на фиг. 7 приведена платформа безопасности,

- на фиг. 8 приведен разрез В - В.

Безопасный вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, несущий винт 2, хвост 3, управляющий винт 4, вал 5 соединяющий винт 2 через редуктор 6 с валом 7 отбора мощности от газотурбинного двигателя 8.

На днище 9 фюзеляжа 1 закреплена платформа безопасности 10, полость 11 которой заполнена демпфирующим материалом 12. В качестве демпфирующего материала 12 может быть применен сотовый наполнитель или металлорезина. В платформе безопасности 10 выполнено центральное отверстие 13. К днищу 9 прикреплены посадочные опоры 14.

Газотурбинный двигатель 8 (ГТД) содержит (фиг. 3 и 4) воздухозаборник 15, компрессор 16, камеру сгорания 17 с форсунками 18, турбину 19 и сопло 20. Сопло 20 закреплено на шарнире 21 и имеет привод поворота 22. Сопло 20 газотурбинного двигателя 8 выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме (фиг. 1 и 3). Привод поворота 22 должен обеспечивать поворот сопла 20 на угол от 0 до 95°.

Возможен второй вариант с выполнением между турбиной 19 и соплом 20 форсажной камеры 23 (фиг. 3). Применение форсажных камер в газотурбинных двигателях на сверхзвуковых самолетах известно. Они позволяют кратковременно увеличить скорость полета самолета ценой большого расхода топлива.

В вертолетах газотурбинные двигатели с форсажной камерой никогда не применялись.

Газотурбинный двигатель 8 по первому варианту (фиг. 2) имеет одну основную топливную систему 24.

Основная топливная система 21 содержит топливопровод 25, в котором установлен топливный насос 26, соединенный с приводом 27.

По второму варианту (фиг. 3 и 4) газотурбинный двигатель 8 имеет две топливные систему: основную 24 и форсажную 28.

Форсажная топливная система 28 (фиг. 3) содержит топливопровод 29, в котором установлен форсажный топливный насос 30, соединенный с форсажным приводом 31 и форсажный коллектор 32.

Газотурбинный двигатель 8 установлена горизонтально в центре масс фюзеляжа 1 вертолета (фиг. 1).

Платформа безопасности 10 как упомянуто ранее имеет центральное отверстие 13, выполненное вертикально на оси, проходящей через центр масс вертолета. Диаметр центрального отверстия 13 D₀ больше диаметра среза сопла 20 - D_c.

D₀≥D_c.

Кроме того срез сопла 20 в рабочем положении выходит в расширяющийся канал 33 (фиг. 2).

РАБОТА ВИНТОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНГО АППАРАТА В НОРМАЛЬНОМ

РЕЖИМЕ, 1 вариант

При помощи стартера (не показан) раскручивают ротор (не показан) газотурбинного двигателя 8 и запускают привод 27, который раскручивает топливный насос 26, топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 25 подается в форсунки 18 камеры сгорания 17, где воспламеняется при помощи запальника (не показан). Продукты сгорания проходят через турбину 19. Мощность с турбины 19 передается на компрессор 16, который сжимают воздух, идущий через воздухозаборник 15. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 17 для поддержания процесса горения. На основных режимах (в полете) струя выхлопных газов из сопла 20 истекает в канал 33 (фиг. 2).

Реактивная тяга газотурбинного двигателя 8 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги винта 2 обеспечивает полет винтокрылого летательного аппарата и его посадку в нормальном режиме. Тяговооруженность винта 2 составляет 1,1…1,2.

РАБОТА ВИНТОКРЫЛОГОЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, первый вариант

При поломке винта 2 при помощи привода 22 поворачивают сопло 20 в вертикальной плоскости до его установки в вертикальное положение (фиг. 3 и 4). Сопло 20 устанавливается своим срезом в центральное отверстие 13 платформы безопасности 13 строго вертикально (фиг. 4).

Реактивная тяга, создаваемая соплом 20 достаточна для мягкой посадки вертолета.

РАБОТА ВИНТОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, второй вариант

При необходимости задействуют форсажную топливную систему 28 (фиг. 5 и 6), для этого запускают форсажный привод 28, который раскручивает топливный насос 27, топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 26 подается в форсажный коллектор 29 форсажной камеры сгорания 21, где воспламеняется при помощи запальника (не показан). Продукты сгорания через сопло 20 истекают вертикально вниз.

Тяга, создаваемая соплом 20, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом на 75%, что компенсирует отсутствие винта 2.

Применение форсажной камеры позволяет спроектировать ГТД меньших габаритов и веса.

Применение изобретения позволило:

- обеспечить безопасную посадку при разрушении винта,

- сохранить жизнь экипажу и пассажирам.

Claims

1. Винтокрылый летательный аппарат, содержащий фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, отличающийся тем, что сопло газотурбинного двигателя выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме.

2. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что между турбиной и соплом выполнена форсажная камера.

3. Винтокрылый летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что на днище фюзеляжа выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстие для размещения сопла в аварийном режиме, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.

4. Винтокрылый летательный аппарат по п. 3, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена сотовая конструкция.

5. Винтокрылый летательный аппарат по п. 3, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена металлорезина.