RU2710038C1 - Vertical take-off and landing aircraft - Google Patents
Vertical take-off and landing aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2710038C1 RU2710038C1 RU2018144893A RU2018144893A RU2710038C1 RU 2710038 C1 RU2710038 C1 RU 2710038C1 RU 2018144893 A RU2018144893 A RU 2018144893A RU 2018144893 A RU2018144893 A RU 2018144893A RU 2710038 C1 RU2710038 C1 RU 2710038C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- gas turbine
- turbine engine
- vertical take
- nozzle
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
- B64C29/02—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded
- B64C29/04—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis vertical when grounded characterised by jet-reaction propulsion
Abstract
Description
Изобретение относится к авиации, более конкретно - к самолетам с газотурбинным двигателем и направлено на повышение безопасности их полета.The invention relates to aviation, and more specifically to aircraft with a gas turbine engine and is aimed at improving the safety of their flight.
Вертолет является винтокрылым летательным аппаратом, у которого подъемная и движущая силы создаются одним или несколькими несущими винтами. Такие винты располагаются параллельно земле, а их лопасти устанавливаются под определенным углом к плоскости вращения, причем угол установки может изменяться в достаточно широких пределах - от нуля до 30 градусов. Установка лопастей на ноль градусов называется холостым ходом винта или флюгированием. В этом случае несущий винт не создает подъемной силы.A helicopter is a rotary-wing aircraft in which the lifting and driving forces are generated by one or more rotors. Such screws are parallel to the ground, and their blades are installed at a certain angle to the plane of rotation, and the installation angle can vary over a fairly wide range - from zero to 30 degrees. Setting the blades to zero degrees is called idle screw or feathering. In this case, the rotor does not generate lift.
Из всех типов вертолетных схем сегодня самой распространенной является классическая. При такой схеме машина имеет только один несущий винт, который может приводиться в движение одним, двумя или даже тремя двигателями. К этому типу, например, относятся ударные А.Н-64Е Guardian, AH-1Z Viper, Ми-28Н, транспортно-боевые Ми-24 и Ми-35, транспортные Ми-26, многоцелевые UH-60L Black Hawk и Ми-17, легкие Bell 407 и Robinson R22. При вращении несущего винта на вертолетах классической схемы возникает реактивный момент, из-за которого корпус машины начинает раскручиваться в сторону вращения ротора. Для компенсации момента используют рулевое устройство на хвостовой балке.Of all the types of helicopter circuits today, the most common is the classic. With this arrangement, the machine has only one rotor, which can be driven by one, two, or even three engines. This type, for example, includes drums A.N-64E Guardian, AH-1Z Viper, Mi-28N, transport-combat Mi-24 and Mi-35, transport Mi-26, multi-purpose UH-60L Black Hawk and Mi-17 , lightweight Bell 407 and Robinson R22. When the rotor rotates on helicopters of the classical scheme, a reactive moment arises, due to which the machine body begins to unwind in the direction of rotation of the rotor. To compensate for the moment using the steering device on the tail boom.
Второй по распространенности и более перспективной вертолетной схемой является соосная. В ней рулевой винт отсутствует, зато есть два несущих винта - верхний и нижний. Они располагаются на одной оси и вращаются синхронно в противоположных направлениях. Благодаря такому решению винты компенсируют реактивный момент, а сама машина получается несколько более устойчивой по сравнению с классической схемой. Кроме того, у вертолетов соосной схемы практически отсутствуют перекрестные связи в каналах управления.The second most common and more promising helicopter scheme is coaxial. There is no steering screw in it, but there are two main rotors - the upper and lower. They are located on one axis and rotate synchronously in opposite directions. Thanks to this solution, the screws compensate for the reactive moment, and the machine itself turns out to be somewhat more stable compared to the classical scheme. In addition, coaxial helicopters have virtually no cross-linking in control channels.
Наиболее известным производителем вертолетов соосной схемы является российская компания «Камов». Она выпускает корабельные многоцелевые вертолеты Ка-27, ударные Ка-52 и транспортные Ка-226. Все они имеют по два винта, расположенных на одной оси друг под другом.The most famous coaxial helicopter manufacturer is the Russian company Kamov. It produces Ka-27 multi-purpose ship helicopters, Ka-52 attack helicopters and Ka-226 transport helicopters. All of them have two screws located on the same axis one below the other.
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: низкая надежность.Disadvantage: low reliability.
Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2335432, МПК B64G 27/04, опубл. 10.10.2008 г.Known helicopter according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2335432, IPC
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.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 controllable 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 placed in a separate engine nacelle located above the fuselage on the pylons and / or elastic inserts.
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.Disadvantage: low reliability of the helicopter due to the fact that when one propeller breaks, the thrust of the other is not enough for it to land and, in addition, the occurrence of an imbalance disrupts the operation of the second propeller.
Известен вертолет по патенту РФ №2284284, МПК B64D 45/04, опубл. 27.08.2006.Known helicopter according to the patent of the Russian Federation No. 2284284, IPC B64D 45/04, publ. 08/27/2006.
Этот вертолет имеет систему безопасного приземления падающего во время воздушной аварии вертолета. Система безопасного приземления содержит парашют, размещенный в пустотелом цилиндре, расположенном в полости вала трансмиссии, на котором установлен несущий винт, а также расположенные в нижней части фюзеляжа вертолета реактивные двигатели торможения и надувные устройства. Указанный пустотелый вал выполнен в виде стальной трубы и имеет зубчатые колеса привода, выполненные на нем как одно целое.This helicopter has a safe landing system for a helicopter falling during an air accident. The safe landing system contains a parachute located in a hollow cylinder located in the cavity of the transmission shaft on which the rotor is mounted, as well as jet braking engines and inflatable devices located in the lower part of the helicopter fuselage. The specified hollow shaft is made in the form of a steel pipe and has gear wheels of the drive, made on it as one unit.
Недостатки:Disadvantages:
- применение парашютов для спасения вертолетов, имеющих очень большой вес нереально,- the use of parachutes to rescue helicopters with a very large weight is unrealistic,
- применение надувных средств также нереально для больших вертолетов и кроме того они пожароопасны,- the use of inflatable means is also unrealistic for large helicopters and in addition they are fire hazardous,
- применение реактивных двигателей перспективно, но не указан тип реактивного двигателя и способ его применения. Применение твердотопливных ракетных двигателей нереально из-за их пожаро- и взрывоопасности. Применение жидкостных ракетных двигателей проблематично из-за необходимости постоянной транспортировки окислителя. Применение ГТД возможно, но необходимо разработать его конструкцию, место установки и способ применения. Этого нет в пат. РФ №2 284284. Кроме того, по этому патенту предполагается совместное применение парашютов и реактивных двигателей (нескольких), что снижает надежность вертолета.- the use of jet engines is promising, but the type of jet engine and the method of its use are not indicated. The use of solid propellant rocket engines is unrealistic due to their fire and explosion hazard. The use of liquid rocket engines is problematic due to the need for continuous transportation of the oxidizing agent. The use of gas turbine engines is possible, but it is necessary to develop its design, installation location and method of application. This is not in US Pat.
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.
Задачи создания изобретения: повышение надежности и безопасности полета, упрощение управления и уменьшение осевых габаритов двигателя.Objectives of the invention: improving the reliability and safety of flight, simplifying control and reducing the axial dimensions of the engine.
Технический результат: обеспечение безопасной посадки при разрушении винтовентилятора.Effect: ensuring a safe landing when the fan is destroyed.
Решение указанных задач достигнуто в самолете вертикального взлета и посадки, содержащем фюзеляж с днищем и хвостом, и газотурбинный двигатель с редуктором, тем, что применен винтовентиляторный газотурбинный двигатель, установленный вертикально, содержащий винтовентилятор 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, а за биротативной турбиной выполнено внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги и внешнее сопло, между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера.The solution of these problems was achieved in a vertical take-off and landing airplane containing a fuselage with a bottom and a tail, and a gas turbine engine with a reducer, in that a vertical-fan gas turbine engine was used, which contains a vertical fan and a rotational compressor and a rotational turbine connected to it by two shafts, which installed inside the inner casing, with the formation of a second circuit between the outer and inner casings, and behind the birobotative turbine, an internal nozzle with adjustable After the thrust vector and the external nozzle, an afterburner is made between the birobotative turbine and the internal nozzle of the gas turbine engine.
Винтовентилятор может быть выполнен из двух ступеней ротора, с возможностью их вращения в противоположном направлении.The rotor fan can be made of two stages of the rotor, with the possibility of rotation in the opposite direction.
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель может быть валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами.A gas turbine engine can be connected to auxiliary units by a power take-off shaft.
На конце хвоста может быть установлен маршевый движитель в виде толкающего винта.At the end of the tail, a propulsive propulsion device in the form of a pushing screw can be installed.
Фюзеляж может быть оборудован передними крыльями, на которых установлены маршевые двигатели.The fuselage can be equipped with front wings on which marching engines are installed.
Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей.Marching engines can be made in the form of turboprop gas turbine engines.
Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей.Marching engines can be made in the form of turbojet gas turbine engines.
На днище фюзеляжа может быть выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения внешнего сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом. В качестве демпфирующего материала может быть применена сотовая конструкция. В качестве демпфирующего материала может быть применена металлорезина.On the bottom of the fuselage, a safety platform can be made having vertical openings for accommodating an external nozzle of a dual-circuit gas turbine engine, the internal cavity of the safety platform is filled with damping material. As the damping material, a honeycomb structure may be used. As the damping material, metal rubber may be used.
Сущность изобретения поясняется на чертежах (фиг. 1 … 12), где:The invention is illustrated in the drawings (Fig. 1 ... 12), where:
- на фиг. 1 приведена схема самолета,- in FIG. 1 shows a diagram of an airplane,
- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,- in FIG. 2 is a view A of FIG. 1,
- на фиг. 3 приведена схема компоновки винта, редуктора и газотурбинного двигателя,- in FIG. 3 shows the layout of the screw, gearbox and gas turbine engine,
- на фиг. 4 приведен газотурбинный двигатель самолета, первый вариант в рабочем положении,- in FIG. 4 shows the gas turbine engine of the aircraft, the first option in the working position,
- на фиг. 5 приведен газотурбинный двигатель самолета, второй вариант в рабочем положении,- in FIG. 5 shows the gas turbine engine of the aircraft, the second option in the working position,
- на фиг. 6 приведена конструкция газотурбинного двигателя самолета, первый вариант, повернуто на 90°.- in FIG. Figure 6 shows the design of an airplane gas turbine engine; the first option is rotated 90 °.
- на фиг. 7 приведена конструкция газотурбинного двигателя самолета, 2-й вариант, повернуто на 90°.- in FIG. 7 shows the design of the gas turbine engine of the aircraft, the 2nd option, rotated 90 °.
- на фиг. 8 приведена схема передачи мощности от ГТД на винты,- in FIG. 8 shows a diagram of the transfer of power from the turbine engine to the screws,
- на фиг. 9 приведен вариант вертолет с маршевым движителем на хвосте,- in FIG. 9 shows a variant of a helicopter with a marching propulsion on the tail,
- на фиг. 10 приведен вариант самолета с маршевым двигателем на передних крыльях.- in FIG. 10 shows a variant of an aircraft with a marching engine on the front wings.
- на фиг. 11 приведена платформа безопасности,- in FIG. 11 shows the security platform,
- на фиг. 12 приведен разрез В-В на фиг. 11,- in FIG. 12 is a section BB of FIG. eleven,
- на фиг. 13 приведена схема управления поворотной части внутреннего сопла с управляемым вектором тяги.- in FIG. 13 shows the control circuit of the rotary part of the inner nozzle with a controlled thrust vector.
Обозначения, принятые в описании: фюзеляж 1,Designations accepted in the description:
винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2,turbofan
биротативный винтовентилятор 3,
входной направляющий аппарат 4,
первая роторная ступень винтовентилятора 5,the first rotor stage of the
вторая роторная ступень винтовентилятора 6,the second rotor stage of the
внутренний вал 7,
внешний вал 8,
редуктор 9,
внешний корпус 10,
внутренний корпус 11,
второй контур 12,
биротативный компрессор 13,
биротативная турбина 14,
статор компрессора 15,
первый ротор компрессора 16,the first rotor of the
второй ротор компрессора 17,the second rotor of the
статор турбины 18,
первый ротор турбины 19,the first rotor of the
второй ротор турбины 20,the second rotor of the
внутренний вал 21,
внешний вал 22,
вал отбора мощности 23,power take-off
внутренний редуктор 24,
камера сгорания 25,
форсунки 26,
внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги 27,internal nozzle with
основная топливная система 28,
топливопровод 29,
топливный насос 30,
привод 31,
внутренние опоры 32,
внешние опоры 33,
форсажная камера 34,
форсажный коллектор 35,
форсажная топливная система 36.afterburning
топливопровод 37,
форсажный насос 38,
привод 39.
маршевый движитель 40,
хвост 41,
толкающий винт 42,
вал 43,
муфта 44,
задние крылья 45,
маршевые двигатели 46,marching
передние крылья 47.
днище 48,bottom 48,
платформа безопасности 49,
полость 50,
демпфирующий материал 51,damping
центральное отверстие 52,
посадочные опоры 53,landing supports 53,
внешнее сопло 54,
второй вал отбора мощности 55,second power take-off
неподвижная часть 56,
поворотная часть 57,
гидроцилиндр 58,
система рычагов 59.
Вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2, установлен вертикально в районе центра масс вертолета (Фиг. 1 и 2).The helicopter (Figs. 1 and 2) contains the
Винтовентиляторный газотурбинным двигатель 2 содержит биротативный винтовентилятор 3, содержащий входной направляющий аппарат 4, две роторные ступени первую роторную ступень винтовентилятора 5 и вторую роторную ступень винтовентилятора 6, соединенные двумя валами внутренним 7 и внешним 8 с выходом из редуктора 9.The gas
Кроме того, винтовентиляторный ГТД 2 содержит внешний корпус 10, установленный концентрично ему внутри внутренний корпус 11 с образованием второго контура 12 между ними, биротативный компрессор 13 и биротативную турбину 14. Биротативный компрессор 13 содержит статор компрессора 15 и два ротора компрессора: первый 16 и второй 17. Биротативная турбина 14 содержит статор турбины 18 и два ротора турбины: первый 19 и второй 20. Винтовентиляторный ГТД 2 имеет два вала: внутренний 21 и внешний 22. Первый ротор компрессора 16 соединен внутренним валом 21 с вторым ротором турбины 20. Второй ротор компрессора 17 соединен внешним валом 22 с вторым ротором турбины 20.In addition, the turbofan
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 имеет вал отбора мощности 23 (фиг. 2 и 3) для отбора мощности от внешнего вала 22 через внутренний редуктор 24 (фиг. 3) на вспомогательные агрегаты, например генератор.The turbofan
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 содержит (фиг. 3) камеру сгорания 25 с форсунками 26 и внутренне сопло с регулируемым вектором тяги 27.The
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 по первому варианту (фиг. 3) имеет одну основную топливную систему 27. Основная топливная система 28 содержит топливопровод 29, в котором установлен топливный насос 30, соединенный с приводом 31.The turbofan
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 выполнен биротативным и содержит два вала 21 и 22. Внутренний и внешний валы 21 и 22 установлены соответственно на внутренних опорах 32 и внешних опорах 33.The turbofan
Первый и второй валы 21 и 22 с соответствующими им роторами вращаются в противоположные стороны. Это позволяет исключить реактивный момент, поворачивающий фюзеляж 1 в противоположную сторону и упростить управление самолетом.The first and
На фиг. 4 приведена упрощенная схема винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, первый вариант.In FIG. 4 shows a simplified diagram of a
На фиг. 5 приведен второй вариант винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, который дополнительно содержит форсажную камеру 34 с форсажным коллектором 35 (с форсунками) внутри и форсажную топливную систему 36.In FIG. 5 shows a second embodiment of a
Форсажная топливная система 36 содержит топливопровод 37 с установленным в нем форсажным насосом 36, к которому присоединен привод 39. Топливопровод 37 соединен с форсажным коллектором 35.The
Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 самолета (фиг. 1).A
На фиг. 6 приведена более детально конструкция двухконтурного газотурбинного двигателя 9 вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.In FIG. 6 shows in more detail the design of a dual-circuit
Винтовентиляторный ГТД 2, как упомянуто ранее, содержит внутренний вал 21, установленный на внутренних опорах 32 и внешний вал 22, установленный на внешних опорах 33.The rotor-type
Винтовентиляторный ГТД 2 содержит статор компрессора 15, два ротора компрессора первый - 16 и второй - 17, выполненные с возможность вращения в противоположном направлении и без направляющих аппаратов между ними, статор турбины 18, и два ротора турбины: первый 19 и второй 20, также выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны и без сопловых аппаратов между ними. С внешним валом 22 связан внутренний редуктор 24, к которому присоединены вал отбора мощности 23 для отбора мощности на вспомогательные агрегаты, например, электрогенератор. Первый ротор компрессора 16 и второй ротор турбины 20 соединены внутренним валом 21. Второй ротор компрессора 17 и первый ротор турбины 19 соединены внешним валом 22.The screw-
Применение биротативной схемы винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2 уменьшит его осевой габарит, вес и устранит реактивный момент, действующий на фюзеляж. Кроме того, гироскопические эффекты от двух роторов, вращающихся в противоположном направлении взаимно компенсируются. Это позволит значительно упростить управление вертолетом.The use of a biotic scheme of a
На фиг. 7 приведена конструкция винтовентиляторного газотурбинного двигателя 3 самолета, 2-й вариант, с форсажной камерой, повернуто на 90°.In FIG. 7 shows the design of a propeller-driven
Дополнительно к первому варианту между биротативной турбиной 14 и внутренним соплом 27 расположена форсажная камера 34 с форсажным коллектором 35 для впрыска топлива на форсажных режимах.In addition to the first option, between the
Форсажная топливная система 36 содержит топливопровод 37 с установленным в нем форсажным насосом 38, к которому присоединен привод 39. Топливопровод 37 соединен с форсажным коллектором 35.The afterburning
На фиг. 8 приведена один из возможных вариантов передачи мощности от роторов винтовентиляторного ГТД 2 на роторные ступени винтовентилятора 5 и 6 через второй вал отбора мощности 55 и редуктор 9.In FIG. 8 shows one of the possible options for transmitting power from the rotor of the fan-
На фиг. 9 приведен вариант вертолет с маршевым движителем 40 на хвосте 41.In FIG. 9 shows a variant of a helicopter with marching
Маршевый движитель 40 может быть выполнен в виде толкающего винта 42. Привод толкающего винта 42 осуществляется от редуктора 9 через вал 43 и муфту 44. Самолет может иметь задние крылья 45.Marching
На фиг. 10 приведен вариант вертолета с маршевым двигателем 46 на передних крыльях 47. Маршевые двигатели 46 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.In FIG. 10 shows a variant of a helicopter with a
На фиг. 11 приведена платформа безопасности 49, а на фиг. 12 приведен разрез В-В. Внутреннее сопло 27 установлено внутри внешнего сопла 54.In FIG. 11 shows a
Платформа безопасности 49 имеет центральное отверстие 52, выполненное вертикально на оси, проходящей через центр масс вертолета и винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2. Диаметр центрального отверстия 52 Do больше диаметра среза внешнего сопла 54 - Dc.The
На днище 48 фюзеляжа 1 закреплена платформа безопасности 49, полость 50 которой заполнена демпфирующим материалом 51. В качестве демпфирующего материала 51 может быть применен сотовый наполнитель или металлорезина. В платформе безопасности 49 выполнено центральное отверстие 52. К днищу 48 прикреплены посадочные опоры 53 «П»-образной формы.A
На фиг. 13 приведено внутренне сопло с регулируемым вектором тяги 27.In FIG. 13 shows an internal nozzle with an
Внутренне сопло с регулируемым вектором тяги 27 содержит неподвижную часть 56, поворотную часть 57 соединенные цилиндрическими цапфами 58 и гидроцилиндр 59 с системой рычагов 60.The internal nozzle with an
РАБОТА ВЕРТОЛЕТА В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариантHELICOPTER OPERATION IN NORMAL MODE, 1 option
Сначала винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 в режиме «малого газа» (фиг. 1 и 3). Для этого внешний вал 22 раскручиваю через вал отбора мощности 23 и редуктор 24 стартером (стартер на фиг. 1-12 не показан). Привод 31 раскручивает топливный насос 30 основной топливной системы и топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 29 подается в форсунки 26 камеры сгорания 25. Продукты сгорания проходят через биротативную турбину 14. Мощность с биротативной турбины 14 передается на биротативный компрессор 13, который сжимают воздух, идущий через него. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 25 для поддержания процесса горения.First, a
Реактивная тяга винтовентиляторного газотурбинного двигателя 9, создаваемая внутренним соплом 27 и внешним соплом 54 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги биротативного винтовентилятора 3 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме.The jet thrust of the rotor-propelled
Холодный воздух, истекающий из внешнего сопла 54 смешиваясь с продуктами сгорания, истекающими из внутреннего сопла 27 снижает температуру реактивной струи и тем самым повышает безопасность взлета и посадки.Cold air flowing from the
После прогрева винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2 его основную топливную систему 28 переводят на «взлетный режим». Самолет вертикально взлетает.After warming up the propeller-driven
Совместная тяговооруженность биротативного винтовентилятора 3 с учетом второго контура 12 и сопел 27 и 54 на номинальном режиме составляет 1,05…1,1.The joint thrust-weight ratio of the rotational fan-
Горизонтальная составляющая тяги при отсутствии маршевых двигателей создается (фиг. 13) поворотом при помощи гидроцилиндра 60 поворотной части 57 относительно неповоротной части 56 на угол от 5 до 7 град.The horizontal component of the thrust in the absence of marching engines is created (Fig. 13) by rotation using the
РАБОТА САМОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, первый вариант при поломке винтовентилятора.AIRCRAFT OPERATION IN EMERGENCY MODE, the first option in case of breakdown of the fan heater.
При поломке винтовентилятора увеличивают подачу топлива в основной топливной системе в 1,1-1,2 раза. Реактивной тяги, создаваемой соплами 27 и 45 будет достаточно для мягкой посадки самолета.If the fan heater breaks down, the fuel supply in the main fuel system is increased 1.1-1.2 times. Jet thrust generated by
РАБОТА САМОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ со вторым вариантом двухконтурного ГТДOPERATION OF THE AIRCRAFT IN EMERGENCY MODE with the second variant of the double-circuit gas turbine engine
При значительном снижении силы тяги винтовентиляторного двигателя 2 по любым причинам в этом варианте форсажный топливный насос 38 подает топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 37 в форсажный коллектор 35 форсажной камеры 34, где воспламеняется при помощи запальника (запальник на фиг. 1-12 не показан). Реактивная тяга, создаваемую соплами 27 и 54 значительно увеличивается. Продукты сгорания через сопло 27 истекают вертикально вниз, эжектируя воздух через внешнее сопло 54.With a significant decrease in the thrust of the
Тяга, создаваемая соплами 27 и 54, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что обеспечивает аварийную посадку самолета ценой очень большого расхода топлива.The thrust created by
Применение форсажной камеры 34 в винтовентиляторном газотурбинном двигателе 2 позволяет спроектировать винтовентиляторный ГТД 2 меньших габаритов и веса, что очень важно, так как использование максимальных возможностей винтовентиляторного ГТД 2 приходится применять чрезвычайно редко.The use of the
Платформа безопасности 49, полость 50 которой заполнена демпфирующим материалом 51 смягчает удар самолета о поверхность земли при неудачной посадке. Это дополнительно повышает надежность вертолета и безопасность полетов на нем.A
Горизонтальная составляющая тяги создается (фиг. 13) поворотом при помощи гидроцилиндра 60 поворотной части 57 относительно неповоротной части 56 на угол от 5 до 7 град.The horizontal component of the thrust is created (Fig. 13) by rotation using the
РАБОТА САМОЛЕТА С МАРШЕВЫМ ДВИЖИТЕЛЕМ И МАРШЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИOPERATION OF THE AIRCRAFT WITH THE MARCH ENGINE AND MARCH ENGINES
Для варианта вертолет с маршевым движителем 40 на хвосте 41 (фиг. 9) запускают маршевый движитель 40, и вертолет может перемешаться с достаточно большой скоростью. Маршевый движитель 40 может быть выполнен в виде толкающего винта 42. Привод толкающего винта 42 осуществляется от редуктора 9 через вал 43 и муфту 44. Вертолет может иметь задние крылья 45.For an embodiment, a helicopter with
Для варианта самолета с маршевым двигателем 46 на передних крыльях 47 (фиг. 10) маршевые двигатели 46 запускают, благодаря чему создается горизонтальная тяга соизмеримая с тягой современных скоростных самолетов. При этом может быть достигнута скорость 700-800 км/час, что необходимо для военных самолетов.For the version of the aircraft with the
Маршевые двигатели 46 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.Marching
Применение изобретения позволило:The application of the invention allowed:
- обеспечить безопасную посадку при разрушении одной или двух роторных ступеней винтовентилятора и других неисправностях, резко уменьшающих тягу винтовентиляторного газотурбинного двигателя в полете,- to ensure a safe landing in the event of the destruction of one or two rotor stages of the fan heater and other malfunctions that sharply reduce the thrust of the fan-gas turbine engine in flight,
- сохранить жизнь экипажу и пассажирам, уменьшить осевой габарит и вес газотурбинного двигателя,- save the life of the crew and passengers, reduce the axial dimension and weight of the gas turbine engine,
- упростить управление самолетом,- simplify aircraft management,
- улучшить технические характеристики вертолета: скорость, маневренность, высоту подъема самолета и др. технические, эксплуатационные и боевые характеристики.- improve the technical characteristics of the helicopter: speed, maneuverability, aircraft elevation, and other technical, operational and combat characteristics.
Claims (10)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018144893A RU2710038C1 (en) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | Vertical take-off and landing aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018144893A RU2710038C1 (en) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | Vertical take-off and landing aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2710038C1 true RU2710038C1 (en) | 2019-12-24 |
Family
ID=69022984
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018144893A RU2710038C1 (en) | 2018-12-17 | 2018-12-17 | Vertical take-off and landing aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2710038C1 (en) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5035377A (en) * | 1985-02-28 | 1991-07-30 | Technolizenz Establishment | Free standing or aircraft lift generator |
RU2361783C1 (en) * | 2008-03-24 | 2009-07-20 | Николай Борисович Болотин | Vtol aircraft power plant |
WO2010036419A2 (en) * | 2008-06-06 | 2010-04-01 | Frontline Aerospace, Inc. | Vtol aerial vehicle |
RU2604951C1 (en) * | 2015-07-22 | 2016-12-20 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Short takeoff and landing aircraft |
RU2651947C2 (en) * | 2016-05-04 | 2018-04-24 | Борис Никифорович Сушенцев | Jet aircraft with shortened or vertical take-off and landing (options) |
-
2018
- 2018-12-17 RU RU2018144893A patent/RU2710038C1/en active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5035377A (en) * | 1985-02-28 | 1991-07-30 | Technolizenz Establishment | Free standing or aircraft lift generator |
RU2361783C1 (en) * | 2008-03-24 | 2009-07-20 | Николай Борисович Болотин | Vtol aircraft power plant |
WO2010036419A2 (en) * | 2008-06-06 | 2010-04-01 | Frontline Aerospace, Inc. | Vtol aerial vehicle |
RU2604951C1 (en) * | 2015-07-22 | 2016-12-20 | Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" | Short takeoff and landing aircraft |
RU2651947C2 (en) * | 2016-05-04 | 2018-04-24 | Борис Никифорович Сушенцев | Jet aircraft with shortened or vertical take-off and landing (options) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US11518504B2 (en) | Compound helicopters having auxiliary propulsive systems | |
US2762584A (en) | Vertically rising road operable aircraft | |
EP3312087B1 (en) | An electric cold flow tipjet rotorcraft | |
US5039031A (en) | Turbocraft | |
US5149012A (en) | Turbocraft | |
US8011614B2 (en) | Bird vortex flying machine | |
KR20170101200A (en) | Multi-rotor aerial vehicle | |
US20120223191A1 (en) | Short Landing Air Vehicle by the use of Rotating Wings | |
US11267579B2 (en) | Compound helicopters having hybrid propulsion engines | |
US2514749A (en) | Aircraft propulsion mechanism | |
CN109764774B (en) | Test device for simulating rocket return landing process | |
US10513982B2 (en) | Rotorcraft having increased altitude density ceiling | |
RU2701076C1 (en) | Helicopter | |
US2687779A (en) | Combined propulsion and rotary wing sustentation unit for aircraft | |
RU2710038C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
RU2710843C1 (en) | Vertical take-off and landing combat aircraft | |
RU2698497C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
RU2708516C1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
RU2710839C1 (en) | Helicopter | |
RU2705545C1 (en) | Combat attack helicopter and helicopter power plant | |
CN113613996A (en) | Gyro-stabilized aircraft | |
RU2701083C1 (en) | Helicopter | |
US2782861A (en) | Helicopter blades and thrust augmenters therefor | |
RU2705857C1 (en) | Helicopter power plant | |
RU2714090C1 (en) | Rotorcraft |