RU2297949C2

RU2297949C2 - Способ реализации режима сверхзвукового обтекания на лопасти воздушного несущего винта и авиационно-космическая система с основанным на этом способе соосным несущим винтом изменяемого диаметра со сверхзвуковым обтеканием лопастей

Info

Publication number: RU2297949C2
Application number: RU2004121820/11A
Authority: RU
Inventors: Леонид Валентинович Привалов (RU); Леонид Валентинович Привалов
Original assignee: Леонид Валентинович Привалов
Priority date: 2004-07-19
Filing date: 2004-07-19
Publication date: 2007-04-27

Abstract

Изобретения относятся к области авиации. Способ предназначен для реализации обтекания лопасти с относительной толщиной профиля 4÷6% путем увеличения частоты вращения несущего винта до значений окружной скорости концевой части лопасти, превосходящей звуковую скорость. Авиационно-космическая система содержит авиационную ступень 1, космическую ступень 2 и взлетно-посадочную колонну с поворотными кронштейнами. Фюзеляжи ступеней связаны стыковочным узлом 3. Авиационная ступень 1 включает фюзеляж, крыло 4, механизацию крыла, силовую установку 7, соосный винт, каждая лопасть которого установлена на втулке посредством гибкого лонжерона 9, предназначенного для наматывания на барабан, который связан с втулкой посредством скобы и вертикального шарнира. На фюзеляже образованы поворотные упоры взлетно-посадочного устройства. Космическая ступень 2 включает контейнер для полезного груза, руль высоты и руль направления. Технический результат - снижение массы. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной и космической технике, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и, конкретно, к системе несущих винтов авиационно-космической системы (АКС).

Известны экспериментальные работы ЦАГИ «Исследование характеристик винтовых профилей при около- и сверхзвуковых скоростях». Труды ЦАГИ, 1947, Келдыш М.В., Майкапар Г.И.

Основные выводы исследований:

1. Значения коэффициента подъемной силы могут в 4 раза превосходить соответствующие значения для невращающегося крыла вследствие действия центробежных сил.

2. Максимальное качество симметричного профиля при М=1.0...1.1 достигает величины К_max=8.

Сверхзвуковой несущий винт исследовался также фирмой Уэстеленд (Великобритания) в 1974 году (экспресс-информация ВИНИТИ «Авиастроение» №13, 1978). Окружная скорость концевой части лопасти в испытаниях составила ωr=1,8...2 М.

Основные выводы:

1. Взлетная масса вертолета со сверхзвуковым винтом будет в 3 раза больше, чем с дозвуковым (при равных диаметрах обоих винтов).

2. Несущая способность винта сохраняется до высот полета самолетов с турбореактивными двигателями.

3. Необходимо увеличение мощности, передаваемой трансмиссией, однако крутящий момент в сравнении с эквивалентным дозвуковым винтом возрастает ненамного ввиду большой скорости вращения, меньшего диаметра и меньшей относительной массы.

В качестве прототипа конструкции АКС взят летательный аппарат вертикального взлета и посадки, патент США №2437789, кл. 244-7, 1942. Особенностью конструкции этого аппарата является система соосных несущих винтов изменяемого диаметра и фюзеляж, состоящий из двух частей, подвижно связанных друг с другом.

В патентах «Несущий винт Привалова» №94003494 и «Система управления Привалова циклическим шагом НВ комбинированного ЛА» №94003494 представлены варианты упрощения конструкции НВ с целью наибольшего приближения конструкторских решений к практической реализации НВ изменяемого диаметра.

Основанием существования НВ изменяемого диаметра являются закономерности работы лопасти традиционного НВ вертолета:

1. Лопасть НВ представляет собой вращающееся крыло большого удлинения.

2. 40-50% подъемной силы лопасти создает концевой участок, составляющий 1/5 длины лопасти, и практически вся величина подъемной силы образуется 1/2 длины лопасти.

3. Традиционная лопасть может быть уподоблена гибкой растянутой центробежными силами нити - до такой степени эти силы превосходят все остальные.

4. Лопасть приобретает способность воспринимать аэродинамическую нагрузку только благодаря возникновению динамической жесткости в поле центробежных сил.

Исходя из этих закономерностей существует возможность замены наиболее тяжелой корневой части лопасти гибким лонжероном и установки на лопасти управляемого закрылка.

Исследования НВ изменяемого диаметра на предмет применения на летательных аппаратах вертикального взлета проводились в 1993-94 годах в Московском авиационном институте по теме: «Теоретические и экспериментальные исследования аэродинамических и динамических характеристик НВ изменяемого диаметра на режиме висения» (отчет о работе, Завалов О.А., Привалов Л.В.).

Испытания модели НВ диаметром 3 м на режиме висения были проведены не в полном объеме, которые, однако, позволили получить обнадеживающие результаты:

1) возможность выпуска и намотки гибкого лонжерона, представляющего собой трос, на барабан в процессе вращения НВ и точную стыковку лопасти с втулкой НВ;

2) расстояние от оси вращения НВ до лопасти в 2 раза превосходит длину лопасти и не является предельным (имея в виду устойчивость движения лопасти на всех режимах);

3) изменение ометаемой лопастями эффективной площади Fэф. (лопасти выпущены) / Fэф. (лопасти убраны)=2,8;

4) масса гибкого лонжерона в экспериментах составила 1/13 массы лопасти;

5) относительный коэффициент полезного действия НВ η₀=0.48, для сравнения: кпд НВ вертолета Ми-8 η₀=0.64.

При этом аэродинамическое сопротивление троса (круглого тела) диаметром всего 4 см сравнимо по величине с сопротивлением самой лопасти.

Преимущества НВИД перед НВ вертолетов обусловлены возможностью значительного увеличения площади сметаемой лопастями. Известно, что чем больше диаметр НВ при той же передаваемой ему мощности, тем больше удельная тяга винта.

Другие преимущества:

1) высокая компактность НВ изменяемого диаметра в убранном положении лопастей;

2) пониженная величина нагрузок в системе управления вследствие аэродинамического (через управляемый закрылок), а не механического способа управления углом установки лопасти (через поводок на корневой части лопасти);

3) более простая технология изготовления лопасти, так как гибкому лонжерону не требуется обеспечение жесткости на изгиб и кручение;

НВ изменяемого диаметра можно рассматривать в качестве варианта сверхзвукового винта:

1) есть возможность применить на лопасти тонкий сверхзвуковой профиль;

2) особенность устройства лопасти НВ позволяет в несколько раз уменьшить ее массу в сравнении с традиционной лопастью и обеспечить допустимые напряжения в элементах ее конструкции, несмотря на наличие больших окружных скоростей;

3) малое удлинение лопасти (λ≥5) позволяет использовать форму лопасти в плане, свойственную крылу сверхзвукового самолета.

Цель изобретения состоит в снижении массы лопасти с одновременным увеличением ее длины и соответственно ометаемой лопастями поверхности НВ, в увеличении в 3 раза тяги сверхзвукового НВ в сравнении с дозвуковым НВ такого же диаметра, в уменьшении массы авиационной ступени со сверхзвуковым НВ в сравнении с массой авиационной ступени, представляющей собой самолет-носитель, в увеличении тяги НВ до величины, при которой становится энергетически возможным и выгодным осуществление вертикального старта АКС.

Поставленная цель достигается тем, что АКС содержит авиационную ступень, космическую ступень и взлетно-посадочную колонну с поворотными кронштейнами, фюзеляжи авиационной и космической ступеней связаны стыковочным узлом, авиационная ступень включает фюзеляж, крыло, механизацию крыла с элевонами, силовую установку, соосный воздушный несущий винт, каждая лопасть которого выполнена со сверхзвуковым профилем и установлена на втулке посредством гибкого лонжерона, предназначенного для наматывания на барабан, который связан с втулкой посредством скобы и вертикального шарнира, руль высоты и руль направления, при этом на фюзеляже образованы поворотные упоры взлетно-посадочного устройства под поворотные кронштейны колонны, а космическая ступень включает контейнер для полезного груза, руль высоты и руль направления.

Надежность НВ изменяемого диаметра и безопасность его эксплуатации.

Если от первого полета самолета (1903 г.) до первого полета серийного самолета (1907 г.) прошло 4 года, то от первого полета вертолета (1907 г.) до первого серийного вертолета (1942 г.) - 35 лет. Длительность создания вертолета объясняется сложностью несущего винта в сравнении с крылом самолета, потребовавшим большого объема научных и экспериментальных работ. За 60-летний период производства несущих винтов вертолетов несравнимо возрос уровень их совершенства, надежность и безопасность эксплуатации.

Учитывая современный уровень знаний по несущим винтам вертолета и аэродинамике сверхзвукового обтекания, можно ожидать успеха в исследованиях сверхзвукового НВИД. В прошлом веке в каждые 10...12 лет происходило удвоение скорости полета, звуковой барьер на самолете был преодолен в 1947 году.

Изменение в полете геометрии конструкции для получения нужных летных качеств летательных аппаратов общепринято в современном авиастроении: уборка шасси, изменение стреловидности крыла, использование убираемых закрылков и другие.

Характерным примером изменения геометрии (в течение всего полета) служит несущий винт вертолета, способный изменять угол наклона своей плоскости вращения и создавать вместе с вертикальной тягой горизонтальную тягу и управляющие моменты, при этом число циклов изменения угла установки закрылка лопасти соответствует числу оборотов НВ. Система управления углом установки жесткой лопасти с помощью закрылка со сроком службы 3000 часов устанавливается на вертолетах фирмы КАМАН (США) (Обзор ЦАГИ №531, 1978; Р. Allen "The Helicopters", 1996).

Каждый из этих способов изменения геометрии ЛА в той или иной мере представляет опасность для благополучного исхода полета и каждый из них первоначально воспринимался с определенной настороженностью. Несущий винт с гибкими лонжеронами лопастей не является исключением.

Следует отметить, что в системе управления закрылком лопасти сверхзвукового НВ циклическое управление не требуется, поскольку при сверхзвуковом обтекании отсутствуют проблемы, свойственные «наступающей» и «отступающей» лопастям вертолета. Это существенно упрощает систему и увеличивает ее надежность.

Выпуск лопастей будет производиться перед стартом АКС. Частота вращения НВ на этом режиме должна выбираться из соображений обеспечения, с одной стороны - допустимой нагрузки на механизм выпуска-уборки лопастей, а с другой - необходимой величины центробежной силы для устойчивого движения лопасти. Режим уборки лопастей после посадки мало отличим от их выпуска. В экспериментах режимы выпуска и уборки лопастей были растянуты по времени (около 1 минуты), движение лопастей было устойчивым и практически не отличалось от работы винта на рабочих режимах.

Самым опасным отказом для АКС, как и для любого ЛА, будет являться отказ силовой установки. Однако вероятность отказа газотурбинного двигателя составляет 10^-4-10^-5, а вероятность отказа двух независимо работающих газотурбинных двигателей 2×10^-8...10^-10 (для сравнения: вероятность отказа ракетного двигателя составляет 10^-3 с опасными последствиями для экипажа космического корабля, обслуживающего персонала и экологии района запуска).

С решением проблемы сверхзвукового НВ может быть получен эффективный движитель для АКС:

1. Вертикальный старт АКС в отличие от горизонтального самолетного старта позволяет в 3-5 раз сократить массу конструкции авиационной ступени, поскольку для ступени со сверхзвуковым НВ не требуется большой фюзеляж, крыло и шасси (к примеру, шасси самолета-носителя АН-225 "Мрия" по программе «МАКС» имеет 32 колеса).

2. Авиационная ступень со сверхзвуковым НВ подобно самолету-носителю сможет самостоятельно возвращаться к месту старта.

3. По сравнению со стартовым ракетным комплексом стартовый комплекс такой АКС предельно упрощается, в том числе и его техническое обеспечение.

4. Наличие сверхзвукового НВ позволит АКС достигать сверхзвуковой скорости на участке набора высоты по наклонной траектории.

Самый большой в мире НВ диаметром 32 м установлен на вертолете Ми-26 (максимальная взлетная масса 55 т). Взлетная масса ЛА со сверхзвуковым НВ того же диаметра может составить 165 т, что соответствует стартовой массе ракеты легкого класса с массой полезной нагрузки 1.6-3.6 т. Поскольку весовая отдача авиационно-космических систем в полтора раза выше, чем традиционных ракетных систем, то полезная масса может составить 2.4-5.5 т.

АКС содержит авиационную ступень 1, космическую ступень 2, разъемный стыковочный узел 3, авиационная ступень содержит крыло 4, элевоны крыла 5, руль направления 6, силовую установку 7, лопасть верхнего и нижнего винтов 8, гибкий лонжерон 9, барабан намотки лонжерона 10 связан с втулкой 11 через скобу 12 и вертикальный шарнир 13. Взлетно-посадочное устройство имеет упоры 14 на фюзеляже, стартовую колонну 15 с поворотными кронштейнами 16. Космическая ступень содержит контейнер с полезным грузом 17, руль высоты 18, руль направления 19.

На фиг.1 - общий вид АКС; на фиг.2 - узел барабана намотки гибкого лонжерона; на фиг.3 - элементы посадочного устройства; на фиг.4 - эволюции преобразования АКС.

Claims

1. Способ реализации режима сверхзвукового обтекания лопасти с управляемым закрылком соосного воздушного несущего винта, которая выполнена с относительной толщиной профиля 4÷6% и установлена на втулке посредством гибкого лонжерона, предназначенного для наматывания на барабан, который связан с втулкой посредством скобы и вертикального шарнира, путем увеличения частоты вращения винта до значений окружной скорости концевой части лопасти, превосходящей звуковую скорость при удлинении гибкого лонжерона.

2. Авиационно-космическая система, содержащая авиационную ступень, космическую ступень и взлетно-посадочную колонну с поворотными кронштейнами, фюзеляжи авиационной и космической ступеней связаны стыковочным узлом, авиационная ступень включает фюзеляж, крыло, механизацию крыла с элевонами, силовую установку, соосный воздушный несущий винт, каждая лопасть которого выполнена со сверхзвуковым профилем и установлена на втулке посредством гибкого лонжерона, предназначенного для наматывания на барабан, который связан с втулкой посредством скобы и вертикального шарнира, руль высоты и руль направления, при этом на фюзеляже образованы поворотные упоры взлетно-посадочного устройства под поворотные кронштейны взлетно-посадочной колонны, а космическая ступень включает контейнер для полезного груза, руль высоты и руль направления.