RU2708775C1 - Helicopter - Google Patents

Helicopter Download PDF

Info

Publication number
RU2708775C1
RU2708775C1 RU2018144891A RU2018144891A RU2708775C1 RU 2708775 C1 RU2708775 C1 RU 2708775C1 RU 2018144891 A RU2018144891 A RU 2018144891A RU 2018144891 A RU2018144891 A RU 2018144891A RU 2708775 C1 RU2708775 C1 RU 2708775C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
nozzle
turbine engine
fuselage
helicopter
Prior art date
Application number
RU2018144891A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Борисович Болотин
Original Assignee
Николай Борисович Болотин
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Николай Борисович Болотин filed Critical Николай Борисович Болотин
Priority to RU2018144891A priority Critical patent/RU2708775C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2708775C1 publication Critical patent/RU2708775C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to helicopters. Helicopter comprises fuselage with bottom, bearing screw on shaft connected via reduction gear with two gas turbine engines arranged in upper part of fuselage, having air intake, compressor, combustion chamber, turbine and nozzle. In the lower part of the fuselage there is a third gas turbine engine having an air intake, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a nozzle, at that, the third gas turbine engine nozzle is rotatable in vertical plane to be installed in vertical position in emergency mode. Between the turbine and the nozzle of the third gas turbine engine, an afterburner is made. Fuselage bottom is provided with safety platform having vertical holes for arrangement of third gas turbine engine nozzle in emergency mode. Inner cavity of safety platform is filled with damping material in form of cellular structure or metal rubber.
EFFECT: possibility of safe landing during rotor destruction.
6 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к авиации, более конкретно - к вертолетам и направлено на повышение безопасности их полета.The invention relates to aviation, more specifically to helicopters and is aimed at improving the safety of their flight.

Известен безопасный вертолет по патенту РФ на изобретение №2333135, МПК В64С 27/04, опубл. 10.09.2008 г.Known safe helicopter according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2333135, IPC ВСС 27/04, publ. September 10, 2008

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.This helicopter contains a traction engine and a rotor with a vertical axis, on top of which there is an even number, but not less than four blades. The helicopter also contains a connecting device that plays the role of a transmission in the operating mode of the traction engine, and in the operating mode of the starting engines - the role of the overrunning clutch mechanism. Each second rotor blade has a calculated shortened dimension of overall length and includes in its device one or more elementary starting engines, for example, operating on solid fuel. The invention improves safety during emergency landing of a helicopter.

Недостаток:Disadvantage:

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2335432, МПК В64С 27/04, опубл. 10.10.2008 г. Known helicopter according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2335432, IPC ВСС 27/04, publ. 10/10/2008

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.This helicopter includes a fuselage and coaxial screws, and the screws can be two or more and they can be of different diameters. At least one of the screws is controlled with a variable pitch, and the rest with a fixed pitch. In the second embodiment, the helicopter has a tail boom with an elastic pneumatic chamber at the end, and when the beam is raised, thrust reduction is blocked. In the third embodiment, the engine and gearbox are located in a separate engine nacelle) located above the fuselage on the pylons and / or elastic inserts. The invention improves the efficiency of the rotor.

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.The disadvantage is the low reliability of the helicopter due to the fact that in case of breakdown of one propeller, the thrust of another is not enough for its landing and, in addition, the occurrence of an imbalance disrupts the operation of the second propeller.

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2148537, МПК В64С 7/20, опубл. 10.05.200 г., прототип.Known helicopter according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2148537, IPC ВСС 7/20, publ. 05/10/2002, the prototype.

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.This helicopter contains a housing, an air-jet engine creating thrust for horizontal flight, rotors that are located inside the housing and serve as a compressor for an air-jet engine, an engine that is designed to rotate these rotors, and the cockpit. A protective net is provided under which the rotors are located. Sashes are located below the net and are designed for take-off and landing.

Недостаток: плохая безопасность полета в связи с тем, что при разрушении винта посадка вертолета почти всегда приведет к катастрофическим последствиям.Disadvantage: poor flight safety due to the fact that when the propeller is destroyed, helicopter landing will almost always lead to catastrophic consequences.

Задача создания изобретения: повышение надежности и безопасности полета.The task of creating the invention: improving the reliability and safety of flight.

Решение указанной задачи достигнуто в вертолете, содержащем фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с двумя газотурбинным двигателями, размещенными в верхней части фюзеляжа, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, отличающийся тем, что в нижней части фюзеляжа установлен вспомогательный газотурбинный двигатель, имеющий воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, при этом сопло вспомоательного газотурбинного двигателя выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме.The solution to this problem was achieved in a helicopter containing a fuselage with a bottom, a rotor on a shaft connected through a gearbox with two gas turbine engines located in the upper part of the fuselage, having an air intake, compressor, combustion chamber, turbine and nozzle, characterized in that in the lower part an auxiliary gas turbine engine having an air intake, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a nozzle is installed in the fuselage, while the nozzle of the auxiliary gas turbine engine is rotated in a vertical plane with the possibility of its installation in a vertical position in emergency mode.

Между турбиной и соплом вспомогательного газотурбинного двигателя может быть выполнена форсажная камера. Вспомогательный газотурбинный двигатель может быть валом отбора мощности соединен с винтом.An afterburner may be formed between the turbine and the nozzle of the auxiliary gas turbine engine. The auxiliary gas turbine engine may be a power take-off shaft connected to a screw.

На днище фюзеляжа может быть выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения сопла вспомогательного газотурбинного двигателя в аварийном режиме, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.On the bottom of the fuselage, a safety platform can be made having vertical openings for accommodating the nozzle of the auxiliary gas turbine engine in emergency mode, the internal cavity of the safety platform is filled with damping material.

В качестве демпфирующего материала может быть применена сотовая конструкция.As the damping material, a honeycomb structure may be used.

В качестве демпфирующего материала может быть применена металлорезина.As the damping material, metal rubber may be used.

Технический результат: обеспечение безопасной посадки при разрушении винта. Сущность изобретения поясняется на чертежах (фиг. 1…10), где:Effect: ensuring a safe landing when the screw is destroyed. The invention is illustrated in the drawings (Fig. 1 ... 10), where:

- на фиг. 1 приведена схема безопасного вертолета,- in FIG. 1 shows a diagram of a safe helicopter,

- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,- in FIG. 2 is a view A of FIG. 1,

- на фиг. 3 приведен вспомогательный газотурбинный двигатель вертолета, первый вариант в рабочем положении,- in FIG. 3 shows the auxiliary gas turbine engine of the helicopter, the first option in the working position,

- на фиг. 4 приведен вспомогательный газотурбинный двигатель вертолета, второй вариант в аварийном положении,- in FIG. 4 shows the auxiliary gas turbine engine of the helicopter, the second option is in an emergency position,

- на фиг. 5 приведена конструкция вспомогательного газотурбинного двигателя вертолета, первый вариант в рабочем положении,- in FIG. 5 shows the design of the auxiliary gas turbine engine of the helicopter, the first option in the working position,

- на фиг. 6 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, 2-й вариант в аварийном положении,- in FIG. 6 shows the design of a gas turbine engine of a helicopter, the 2nd option is in an emergency position,

- на фиг. 7 приведена схема передачи мощности от трех ГТД на винт2,- in FIG. 7 shows a diagram of the transfer of power from three gas turbine engines to screw2,

- на фиг. 8 приведена схема передачи мощности от трех ГТД на винт,- in FIG. 8 shows a diagram of power transmission from three gas turbine engines to a screw,

- на фиг. 9 приведена платформа безопасности,- in FIG. 9 shows the security platform,

- на фиг. 10 приведен разрез В-В.- in FIG. 10 shows a section BB.

Безопасный вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, несущий винт 2, хвост 3, управляющий винт 4, основной вал 5, соединяющий винт 2 через редуктор 6 с двумя валами отбора мощности 7 от двух маршевых газотурбинных двигателей 8, установленных в верхней части фюзеляжа 1 (Фиг. 1 и 10).The safe helicopter (Figs. 1 and 2) contains the fuselage 1, the main rotor 2, the tail 3, the control rotor 4, the main shaft 5, which connects the rotor 2 through the gearbox 6 with two power take-off shafts 7 from two cruise gas turbine engines 8 installed in the upper parts of the fuselage 1 (Fig. 1 and 10).

Кроме того, вертолет оборудован вспомогательным газотурбинным двигателем 9, который третьим валом отбора мощности 10 соединен с редуктором 6 (фиг. 1 и 10).In addition, the helicopter is equipped with an auxiliary gas turbine engine 9, which is connected to the gearbox 6 by the third power take-off shaft 10 (Figs. 1 and 10).

На днище 11 фюзеляжа 1 закреплена платформа безопасности 12, полость 13 которой заполнена демпфирующим материалом 14. В качестве демпфирующего материала 14 может быть применен сотовый наполнитель или металлорезина. В платформе безопасности 12 выполнено центральное отверстие 15. К днищу 11 прикреплены посадочные опоры 16.A safety platform 12 is fixed on the bottom 11 of the fuselage 1, the cavity 13 of which is filled with a damping material 14. As a damping material 14, a honeycomb filler or metal rubber can be used. In the safety platform 12, a central hole 15 is made 15. Landing legs 16 are attached to the bottom 11.

Вспомогательный газотурбинный двигатель 9 (ГТД) содержит (фиг. 3 и 4) воздухозаборник 17, компрессор 18, камеру сгорания 19 с форсунками 20, турбину 21 и сопло 22. Сопло 22 закреплено на шарнире 23 и имеет привод поворота 24. Сопло 22 вспомогательного газотурбинного двигателя 9 выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме (фиг. 1 и 3). Привод поворота 24 должен обеспечивать поворот сопла 22 на угол от 0 до 95°.The auxiliary gas turbine engine 9 (GTE) contains (Fig. 3 and 4) an air intake 17, a compressor 18, a combustion chamber 19 with nozzles 20, a turbine 21 and a nozzle 22. The nozzle 22 is mounted on a hinge 23 and has a rotation drive 24. The nozzle 22 of the auxiliary gas turbine the engine 9 is made rotatable in a vertical plane with the possibility of its installation in a vertical position in emergency mode (Fig. 1 and 3). The rotation drive 24 must ensure the rotation of the nozzle 22 at an angle from 0 to 95 °.

Вспомогательный газотурбинный двигатель 9 по первому варианту (фиг. 2) имеет одну основную топливную систему 25.The auxiliary gas turbine engine 9 according to the first embodiment (Fig. 2) has one main fuel system 25.

Основная топливная система 25 содержит топливопровод 26, в котором установлен топливный насос 27, соединенный с приводом 28.The main fuel system 25 comprises a fuel pipe 26 in which a fuel pump 27 is connected to the drive 28.

На фиг. 4 приведен второй вариант вспомогательного газотурбинного двигателя 9, который дополнительно содержит форсажную камеру 29 с форсажным коллектором 30 внутри и форсажную топливную систему 31.In FIG. 4 shows a second embodiment of an auxiliary gas turbine engine 9, which further comprises an afterburner 29 with an afterburner manifold 30 inside and an afterburner fuel system 31.

Форсажная топливная система 31 содержит топливопровод 32 с установленным в нем форсажным насосом 33, к которому присоединен привод 34. Топливопровод 32 соединен с форсажным коллектором 30.The afterburner fuel system 31 includes a fuel line 32 with an afterburner pump 33 installed therein, to which a drive 34 is connected. The fuel line 32 is connected to the afterburner 30.

Вспомогательный газотурбинный двигатель 9 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 вертолета (фиг. 1).The auxiliary gas turbine engine 9 is mounted vertically in the center of mass of the fuselage 1 of the helicopter (Fig. 1).

Платформа безопасности 12, как упомянуто ранее имеет центральное отверстие 15, выполненное вертикально на оси, проходящей через центр масс вертолета. Диаметр центрального отверстия 15 D0 больше диаметра среза сопла 22 - Dc.The safety platform 12, as mentioned previously, has a central hole 15 made vertically on an axis passing through the center of mass of the helicopter. The diameter of the central hole 15 D 0 is larger than the cut-off diameter of the nozzle 22 - D c .

D0≥Dc.D 0 ≥D c .

Кроме того, срез сопла 22 в рабочем положении выходит в расширяющийся канал 35 (фиг. 1 и 2).In addition, the slice of the nozzle 22 in the working position goes into the expanding channel 35 (Fig. 1 and 2).

На фиг. 5 приведена конструкция вспомогательного газотурбинного двигателя 9 вертолета, первый вариант в рабочем положении.In FIG. 5 shows the design of the auxiliary gas turbine engine 9 of the helicopter, the first option in the working position.

Вспомогательный ГТД 9 содержит вал 36, установленный на опорах 37, статор компрессора 38, ротор компрессора 39, статор турбины 40, ротор турбины 41 и внутренний редуктор 42, связанный с валом 36 для отбора мощности. Ротор компрессора 39 и ротор турбины 41 соединены валом 36.The auxiliary turbine engine 9 contains a shaft 36 mounted on bearings 37, a compressor stator 38, a compressor rotor 39, a turbine stator 40, a turbine rotor 41, and an internal gearbox 42 connected to the shaft 36 for power take-off. The compressor rotor 39 and the turbine rotor 41 are connected by a shaft 36.

На фиг. 6 приведена конструкция вспомогательного газотурбинного двигателя 9 вертолета, 2-й вариант в аварийном положении.In FIG. 6 shows the design of the auxiliary gas turbine engine 9 of the helicopter, the 2nd option is in an emergency position.

Вспомогательный ГТД 9 содержит вал 36, установленный на опорах 37, статор компрессора 38, ротор компрессора 39, статор турбины 40, ротор турбины 41 и внутренний редуктор 42, связанный с валом 36 для отбора мощности. Ротор компрессора 39 и ротор турбины 41 соединены валом 36. Кроме того, между турбиной 21 и соплом 22 расположена форсажная камера 28 с форсажным коллектором 40 для впрыска топлива на форсажных режимах.The auxiliary turbine engine 9 contains a shaft 36 mounted on bearings 37, a compressor stator 38, a compressor rotor 39, a turbine stator 40, a turbine rotor 41, and an internal gearbox 42 connected to the shaft 36 for power take-off. The compressor rotor 39 and the turbine rotor 41 are connected by a shaft 36. In addition, between the turbine 21 and the nozzle 22 there is an afterburner chamber 28 with an afterburner manifold 40 for fuel injection in afterburner modes.

На фиг. 7 приведена схема передачи мощности от ГТД 8 и вспомогательного ГТД 9 на винт 2 через редуктор 6. Редуктор 6 содержит корпус 43 в полости которого 44 на опорах 45 установлены зубчатые передачи 46.In FIG. 7 shows a diagram of power transmission from a gas turbine engine 8 and auxiliary gas turbine engine 9 to a screw 2 through a reducer 6. The reducer 6 contains a housing 43 in the cavity of which 44 gears 46 are installed on the supports 45.

На фиг. 8 приведена схема передачи мощности от ГТД 8 и вспомогательного ГТД 9 на винт 2 от валов 10 через муфты 47, и от вала 5 через муфту 48.In FIG. 8 shows a diagram of power transmission from a gas turbine engine 8 and auxiliary gas turbine engine 9 to a screw 2 from shafts 10 through clutches 47, and from a shaft 5 through a clutch 48.

На фиг. 9 приведена платформа безопасности 12, а на фиг.10 приведен разрез В-В.In FIG. 9 shows the safety platform 12, and FIG. 10 shows a section BB.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариантHELICOPTER OPERATION IN NORMAL MODE, 1 option

Сначала запускают газотурбинные двигатели 8.First start the gas turbine engines 8.

Потом при помощи стартера (не показан) раскручивают вал 36 (фиг. 5) и ротора компрессора 39 и турбины 41 газотурбинного двигателя 9 (фиг. 5) и запускают привод 28, который раскручивает топливный насос 27, топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 26 подается в форсунки 20 камеры сгорания 19, где воспламеняется при помощи запальника (не показан). Продукты сгорания проходят через турбину 21. Мощность с турбины 21 передается на компрессор 18, который сжимают воздух, идущий через воздухозаборник 17. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 19 для поддержания процесса горения. На основных режимах (в полете) струя выхлопных газов из сопла 22 истекает в канал 35 (фиг. 2).Then, using a starter (not shown), unwind the shaft 36 (Fig. 5) and the rotor of the compressor 39 and turbine 41 of the gas turbine engine 9 (Fig. 5) and start the drive 28, which spins the fuel pump 27, fuel (aviation kerosene) through the fuel pipe 26 fed into the nozzles 20 of the combustion chamber 19, where it is ignited using a pilot light (not shown). The combustion products pass through the turbine 21. The power from the turbine 21 is transmitted to the compressor 18, which compresses the air flowing through the air intake 17. Compressed air is supplied to the combustion chamber 19 to maintain the combustion process. In the main modes (in flight), the exhaust stream from the nozzle 22 flows into the channel 35 (Fig. 2).

Реактивная тяга вспомогательного газотурбинного двигателя 9 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги винта 2 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме. Тяговооруженность винта 2 составляет 1,1…1,2.The jet thrust of the auxiliary gas turbine engine 9 is transmitted to the fuselage 1, which, in combination with the thrust of the propeller 2, ensures takeoff, flight of the helicopter and its landing in normal mode. The thrust ratio of the screw 2 is 1.1 ... 1.2.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, первый вариантHELICOPTER OPERATION IN EMERGENCY MODE, first option

При поломке винта 2 отключаюм муфты 47 (фиг. 8), потом при помощи привода поворота 24 поворачивают сопло 22 в вертикальной плоскости до его установки в вертикальное положение (фиг. 4 и 6). Сопло 22 устанавливается своим срезом в центральное отверстие 15 платформы безопасности 12 строго вертикально (фиг. 9).If the screw 2 breaks, we turn off the clutch 47 (Fig. 8), then, using the rotation drive 24, turn the nozzle 22 in a vertical plane until it is installed in a vertical position (Fig. 4 and 6). The nozzle 22 is installed with its cut in the Central hole 15 of the safety platform 12 strictly vertically (Fig. 9).

Реактивная тяга, создаваемая соплом 22 достаточна для мягкой посадки вертолета.The thrust generated by the nozzle 22 is sufficient for a soft landing of the helicopter.

РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, второй вариантHELICOPTER OPERATION IN EMERGENCY MODE, second option

При необходимости задействуют форсажную топливную систему 31 (фиг. 4), для этого запускают форсажный привод 34, который раскручивает топливный насос 33, топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 32 подается в форсажный коллектор 30 форсажной камеры сгорания 29, где воспламеняется при помощи запальника (не показан), увеличивая реактивную тягу создаваемую соплом 22. Продукты сгорания через сопло 22 истекают вертикально вниз.If necessary, use the afterburning fuel system 31 (Fig. 4), to do this, start the afterburner drive 34, which spins the fuel pump 33, the fuel (aviation kerosene) is fed through the fuel line 32 to the afterburner collector 30 of the afterburner 29, where it is ignited using the igniter ( not shown), increasing the jet thrust generated by the nozzle 22. The combustion products through the nozzle 22 flow vertically downward.

Тяга, создаваемая соплом 22, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что компенсирует отсутствие винта 2 и обеспечивает посадку вертолета ценой большого расхода топлива.The thrust created by the nozzle 22 increases in comparison with the afterburner mode by 2 ... 3 times, which compensates for the absence of propeller 2 and ensures helicopter landing at the cost of high fuel consumption.

Применение форсажной камеры в вспомогательном газотурбинном двигателе 9 позволяет спроектировать вспомогательный ГТД 9 меньших габаритов и веса, что очень важно, так кам использование максимальных возможностей вспомогательного ГТД 9 приходится применять чрезвычайно редко.The use of the afterburner in the auxiliary gas turbine engine 9 allows you to design an auxiliary gas turbine engine 9 of smaller dimensions and weight, which is very important, since it is extremely rare to use the maximum capabilities of the auxiliary gas turbine engine 9.

При отказе одного из маршевых двигателей 8 отключают соответствующую муфту 47 и продолжают полет.If one of the main engines 8 fails, the corresponding clutch 47 is disconnected and the flight continues.

Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:

- обеспечить безопасную посадку при разрушении винта,- to ensure a safe landing when the screw is destroyed,

- сохранить жизнь экипажу и пассажирам.- save the life of the crew and passengers.

Claims (6)

1. Вертолет, содержащий фюзеляж с днищем, несущий винт на валу, соединенном через редуктор с двумя газотурбинным двигателями, размещенными в верхней части фюзеляжа, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, отличающийся тем, что в нижней части фюзеляжа установлен вспомогательный газотурбинный двигатель, имеющий воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло, при этом сопло вспомогательного газотурбинного двигателя выполнено поворотным в вертикальной плоскости с возможностью его установки в вертикальном положении в аварийном режиме.1. A helicopter containing a bottom fuselage, a rotor on a shaft connected through a gearbox to two gas turbine engines located in the upper part of the fuselage, having an air intake, compressor, combustion chamber, turbine and nozzle, characterized in that an auxiliary is installed in the lower part of the fuselage a gas turbine engine having an air intake, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a nozzle, while the nozzle of the auxiliary gas turbine engine is rotatable in a vertical plane with the possibility of its installation in upright position in emergency mode. 2. Вертолет по п. 1, отличающийся тем, что между турбиной и соплом вспомогательного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера.2. The helicopter according to claim 1, characterized in that an afterburner is made between the turbine and the nozzle of the auxiliary gas turbine engine. 3. Вертолет по п. 1, отличающийся тем, что вспомогательный газотурбинный двигатель валом отбора мощности соединен с винтом.3. The helicopter according to claim 1, characterized in that the auxiliary gas turbine engine is connected to the propeller by a power take-off shaft. 4. Вертолет по п. 1, отличающийся тем, что на днище фюзеляжа выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения сопла вспомогательного газотурбинного двигателя в аварийном режиме, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом.4. The helicopter according to claim 1, characterized in that a safety platform is made on the bottom of the fuselage, having vertical openings for accommodating an auxiliary gas turbine engine nozzle in emergency mode, the internal cavity of the safety platform is filled with damping material. 5. Вертолет по п. 4, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена сотовая конструкция.5. The helicopter according to claim 4, characterized in that the honeycomb structure is used as the damping material. 6. Вертолет по п. 4, отличающийся тем, что в качестве демпфирующего материала применена металлорезина.6. The helicopter according to claim 4, characterized in that metal rubber is used as the damping material.
RU2018144891A 2018-12-17 2018-12-17 Helicopter RU2708775C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018144891A RU2708775C1 (en) 2018-12-17 2018-12-17 Helicopter

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018144891A RU2708775C1 (en) 2018-12-17 2018-12-17 Helicopter

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2708775C1 true RU2708775C1 (en) 2019-12-11

Family

ID=69006710

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018144891A RU2708775C1 (en) 2018-12-17 2018-12-17 Helicopter

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2708775C1 (en)

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2045999A1 (en) * 1970-09-17 1972-03-23 Croy, Anton, Kitzbühel, Tirol (Österreich) Convertible plane
DE3343152A1 (en) * 1982-12-01 1984-06-07 Rolls-Royce Ltd., London TURNING PLANE
RU2573698C2 (en) * 2014-05-15 2016-01-27 Григорий Иванович Кузнецов High-speed rotorcraft
RU2617014C1 (en) * 2016-04-11 2017-04-19 Светослав Владимирович Занегин Aircraft
RU2674731C1 (en) * 2017-06-13 2018-12-12 Николай Алексеевич Цуриков High speed helicopter

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2045999A1 (en) * 1970-09-17 1972-03-23 Croy, Anton, Kitzbühel, Tirol (Österreich) Convertible plane
DE3343152A1 (en) * 1982-12-01 1984-06-07 Rolls-Royce Ltd., London TURNING PLANE
RU2573698C2 (en) * 2014-05-15 2016-01-27 Григорий Иванович Кузнецов High-speed rotorcraft
RU2617014C1 (en) * 2016-04-11 2017-04-19 Светослав Владимирович Занегин Aircraft
RU2674731C1 (en) * 2017-06-13 2018-12-12 Николай Алексеевич Цуриков High speed helicopter

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2930114B1 (en) Contra-rotating open rotor distributed propulsion system
EP3312087B1 (en) An electric cold flow tipjet rotorcraft
US8011614B2 (en) Bird vortex flying machine
EP2659109A1 (en) Aircraft and gas turbine engine
US2514749A (en) Aircraft propulsion mechanism
EP2163730A2 (en) Method and system for controlling propeller overspeed
GB2488552A (en) Short landing aircraft having fixed wings that transition to rotary wings
CA3105391A1 (en) Aircraft propulsion system and aircraft powered by such a propulsion system integrated into the rear of an aircraft fuselage
EP2535518B1 (en) Blade mounting system
US20130161444A1 (en) High efficiency hub for pressure jet helicopters
US10513982B2 (en) Rotorcraft having increased altitude density ceiling
RU2126344C1 (en) Flying vehicle
RU2522208C1 (en) Gas turbine engine pylon assembly and gas turbine engine system
RU2708775C1 (en) Helicopter
RU2714090C1 (en) Rotorcraft
RU2701076C1 (en) Helicopter
RU2704643C1 (en) Helicopter
RU2694681C1 (en) Helicopter
RU2705545C1 (en) Combat attack helicopter and helicopter power plant
CN101025129A (en) Rotary punching engine
RU2701083C1 (en) Helicopter
RU2708516C1 (en) Vertical take-off and landing aircraft
RU2710038C1 (en) Vertical take-off and landing aircraft
RU2710839C1 (en) Helicopter
RU2710843C1 (en) Vertical take-off and landing combat aircraft