RU95035U1

RU95035U1 - JET HELICOPTER MOTOR

Info

Publication number: RU95035U1
Application number: RU2010104196/22U
Authority: RU
Inventors: Андрей Геннадьевич Бормотов
Original assignee: Андрей Геннадьевич Бормотов
Priority date: 2010-02-08
Filing date: 2010-02-08
Publication date: 2010-06-10

Abstract

1. Движитель реактивного вертолета, состоящий из как минимум одной лопасти, прикрепленной к валу вертолета, содержащий входное устройство и воздуховод прямоточного воздушно-реактивного двигателя центробежного нагнетания воздуха, последовательно расположенного за входным устройством, камеру сгорания и реактивное сопло на консольной части лопасти, отличающийся тем, что входное отверстие прямоточного воздушно-реактивного движителя центробежного нагнетания воздуха расположено на комле лопасти, в которой по всей ее длине выполнен сквозной канал, являющийся продолжением входного отверстия двигателя и выполняющий функцию радиального воздуховода центробежного нагнетания, причем прямоточный воздушно-реактивный движитель центробежного нагнетания воздуха снабжен испарителем криогенного топлива, расположенным в сквозном канале лопасти по всей его длине. !2. Движитель реактивного вертолета по п.1, отличающийся тем, что испаритель криогенного топлива выполнен из алюминиевого сплава, дополнительно выполняющий функцию лонжерона лопасти. 1. The propulsion of a jet helicopter, consisting of at least one blade attached to the shaft of the helicopter, comprising an input device and an air duct of a ramjet centrifugal air injection engine sequentially located behind the input device, a combustion chamber and a jet nozzle on the console part of the blade, characterized in that the inlet of the ramjet centrifugal air injection propulsion is located on the butt of the blade, in which through its entire length is made through second channel, which is a continuation of the engine inlet aperture and serving as a radial centrifugal discharge duct, wherein the ramjet propulsion centrifugal evaporator provided with air discharge cryogenic fuel disposed in the through passage of the blade over its entire length. ! 2. The propulsion of a jet helicopter according to claim 1, characterized in that the cryogenic fuel evaporator is made of aluminum alloy, additionally performing the function of a blade spar.

Description

Полезная модель относится к реактивным движительным устройствам, и предназначена для выполнения воздушного полета, преимущественно вертолетов и конвертопланов.The utility model relates to jet propulsion devices, and is designed to perform an air flight, mainly helicopters and tiltrotor aircraft.

Известен прямоточный воздушно-реактивных двигатель (ПВРД), в котором для сжигания горючего используют кислород воздуха, который сжимают скоростным напором (см. "Политехнический словарь". /Под ред. академика А.Ю.Ишлинского, изд. "Советская энциклопедия", М., - 1980, стр.420) (1).Known ramjet engine (ramjet), in which for burning fuel use oxygen, which is compressed by high-speed pressure (see "Polytechnical Dictionary". / Ed. By Academician A.Yu. Ishlinsky, ed. "Soviet Encyclopedia", M ., - 1980, p. 420) (1).

Недостатком упомянутого реактивного двигателя, является необходимость достижения большой скорости движения для эффективного его использования.The disadvantage of the aforementioned jet engine is the need to achieve high speed for its effective use.

Наиболее близким по совокупности признаков с заявленной полезной моделью, является ПРЯМОТОЧНО-ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, у которого сжатие воздуха осуществляют скоростным напором при движении воздушно-реактивного двигателя по окружности вместе с лопастью, закрепленной на валу несущего винта вертолета. К концу указанной лопасти прикрепляют упомянутый двигатель, дополнительное сжатие воздуха перед камерой сгорания которого достигается тем, что применяют размещенную за входным устройством дополнительную камеру сжатия, в которой наряду с указанным выше первичным сжатием воздуха в связи с его частичным торможением, изменяют направление движения воздуха, с поворотом его потока в радиальный, относительно оси вращения воздуховода, для ускорения его потока за счет центробежных сил, до полного торможения перед двигателем, и далее в камеру сгорания. Сжигание горючего производят в сжатом воздухе в камере сгорания, а продукты сгорания направляют в реактивное сопло для создания реактивной тяги (см. патент РФ 2276739, МПК F02K 1/00, 2006.01,) (2).The closest in combination of features with the claimed utility model is a DIRECT-CENTRIFUGAL AIR-REACTIVE ENGINE, in which air compression is carried out by a high-pressure head when the air-jet engine moves around a circle together with a blade fixed to the rotor shaft of the helicopter. The said engine is attached to the end of said blade, additional air compression in front of the combustion chamber is achieved by the use of an additional compression chamber located behind the input device, in which, along with the above primary air compression due to its partial braking, change the direction of air movement, with by turning its flow into a radial one, relative to the axis of rotation of the duct, to accelerate its flow due to centrifugal forces, until complete braking in front of the engine, and then into the chamber yelling. Combustion of the fuel is carried out in compressed air in the combustion chamber, and the combustion products are sent to the jet nozzle to create jet thrust (see RF patent 2276739, IPC F02K 1/00, 2006.01,) (2).

Недостатком этого двигателя является сжатие воздуха по адиабатному процессу, что при обычной скорости вращения несущего ротора вертолета, снижает эффективность использования данного устройства. Дополнительный недостаток данного устройства является пульсация в работе двигателя, которая возникает при поступательном движении вертолета, из-за разностей скорости воздуха на входном устройстве, при движении наступающего и отступающего положения лопасти.The disadvantage of this engine is the compression of the air through an adiabatic process, which, at the usual rotational speed of the rotor of the helicopter, reduces the efficiency of use of this device. An additional disadvantage of this device is the ripple in the engine, which occurs during the translational movement of the helicopter, due to differences in air speed at the input device, during the movement of the up and down position of the blade.

Этот двигатель не обеспечивает сжатия воздуха, достаточного для его эффективной работы, в связи с использованием только двух ступенчатого сжатия адиабатного процесса. Пульсация в работе двигателя, приводит к увеличению расхода топлива, необходимость которого обусловлена стабилизацией его работы.This engine does not provide air compression sufficient for its efficient operation, due to the use of only two step compression of the adiabatic process. Ripple in engine operation leads to an increase in fuel consumption, the need for which is due to the stabilization of its operation.

Предлагаемая полезная модель позволяет получить технический результат, заключающийся в: 1. увеличение сжатия воздуха на входном устройстве, подаваемого в камеру сгорания двигателя 2. получении газообразного топлива, из жидкого состояния 3. устранении пульсации, в работе двигателя.The proposed utility model allows to obtain a technical result, consisting in: 1. an increase in air compression at the input device supplied to the combustion chamber of the engine 2. receiving gaseous fuel from a liquid state 3. eliminating ripple in the engine.

Указанный технический результат достигается тем, что сжатие воздуха осуществляется принципом центробежного сжатия, с вовлечением изотермического процесса, при движении движителя по окружности, закрепленном на валу вертолета. Нагрев криогенного топлива впрыскиваемого в теплообменный испаритель, и как следствие того его вскипания за счет теплосъема с воздуха, позволяет получить изотермический процесс сжатия воздуха и получение дополнительного давление в газовой топливной магистрали, за счет расширения криогенного топлива до газообразного состояния. Получение более высокого давления газового топлива, относительно давления воздуха, необходимо для устранения эффекта перетекания на участке смесителя перед жаровой камерой сгорания, т.к. при центробежном сжатии молекулярный вес газа значительно легче воздуха. Нахождение начала входного устройства двигателя в относительно спокойной зоне малых аэродинамических возмущений, снижает возможность возникновения пульсации в работе двигателя, а протяженность входного устройства, еще более стабилизирует его работу.The specified technical result is achieved by the fact that air compression is carried out by the principle of centrifugal compression, with the involvement of the isothermal process, when the propulsor moves in a circle fixed to the helicopter shaft. The heating of cryogenic fuel injected into the heat exchange evaporator, and as a result of its boiling due to heat removal from the air, allows to obtain an isothermal process of air compression and additional pressure in the gas fuel line due to the expansion of cryogenic fuel to a gaseous state. Obtaining a higher pressure of gas fuel relative to air pressure is necessary to eliminate the effect of overflow on the mixer section in front of the combustion combustion chamber, as under centrifugal compression, the molecular weight of the gas is much lighter than air. Finding the beginning of the engine input device in a relatively quiet zone of small aerodynamic disturbances reduces the possibility of ripple in the engine, and the length of the input device stabilizes its operation even more.

Прямоточный воздушно реактивный движитель вертолета центробежного нагнетания (ПВРДВЦНВ) состоит из: лопасти (1), комель (2) которой, является началом входного устройства (далее ВУ) двигателя. Вначале ВУ на комле лопасти, закреплена трубка подачи криогенного топлива (3) с форсункой (4), которые выполняют функцию центробежного насоса и распылителя жидкого топлива, поступающего в теплообменный испаритель криогенного топлива (5) с радиаторными пластинами для улучшения теплообмена с воздухом, имеющем герметично закрытое начало. Теплообменный испаритель топлива выполнен в виде силового элемента лопасти, лонжерона, расположенного внутри канала входного устройства (6), по всей длине лопасти. Металлическая консольная часть лопасти (7) выполнена пустотелой и состоит из продолжения ВУ (8), газохода газообразного топлива (9) и двигателя (10), который выполнен в виде камеры сгорания воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Двигатель состоит из: корпуса (10.1), теплового экрана (10.2), топливного газовоздушного смесителя (10.3), жаровой камеры (10.4), вначале которой, по направлению газового потока, закреплена дуговая свеча стартового воспламенения (10.5). (Высоковольтный электрический провод свечи стартового воспламенения, не указан на фигуре, так как это не является основополагающим условием, и его расположение в лопасти, зависит от конструкторского решения). Жаровая камера двигателя, выполнена в форме сопла Лаваля, для максимального использования принципа реактивного движения. Все вышеперечисленные элементы движителя реактивного вертолета, изображены на фигурах 1, 2, 3, 4, 5, и соответствуют их цифровым обозначениям на них. На приведенных чертежах в разрезе по линии оси движителя показано осуществление способа создания реактивной тяги на примере соответствующего устройства, в виде прямоточного воздушно-реактивного движителя вертолета центробежного нагнетания воздуха (ПВРДВЦНВ). Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха, топлива, продуктов сгорания, и направление движения самого движителя вокруг оси крепления к вертолету.The direct-flow air-propelled propulsor of a centrifugal injection helicopter (PVRDVTSNV) consists of: a blade (1), the comet (2) of which is the beginning of the input device (hereinafter VU) of the engine. Initially, the WU is mounted on the butt of the blade, a cryogenic fuel supply pipe (3) with a nozzle (4) is fixed, which serves as a centrifugal pump and a liquid fuel atomizer entering a cryogenic fuel heat exchanger (5) with radiator plates to improve heat exchange with air that has a tight seal closed start. The heat exchange fuel evaporator is made in the form of a power element of the blade, a spar located inside the channel of the input device (6), along the entire length of the blade. The metal cantilever part of the blade (7) is hollow and consists of a continuation of the VU (8), a gaseous fuel duct (9) and an engine (10), which is made in the form of a combustion chamber of an air-jet engine (WFD). The engine consists of: a housing (10.1), a heat shield (10.2), a fuel gas-air mixer (10.3), a fire chamber (10.4), at the beginning of which, in the direction of the gas flow, an arc ignition starter (10.5) is fixed. (The high-voltage electric wire of the starting spark plug is not shown in the figure, since this is not a fundamental condition, and its location in the blades depends on the design solution). The heat chamber of the engine, made in the form of a Laval nozzle, to maximize the use of the principle of jet propulsion. All of the above elements of the propulsion of a jet helicopter are shown in figures 1, 2, 3, 4, 5, and correspond to their digital designations on them. In the drawings, a section along the axis of the propulsion device shows the implementation of the method of creating jet thrust on the example of the corresponding device, in the form of a ramjet propulsion helicopter centrifugal air injection (PVRDVTSNV). The arrows in the drawing show the direction of movement of air, fuel, combustion products, and the direction of movement of the propulsion device around the axis of attachment to the helicopter.

Прямоточный воздушно-реактивный движитель вертолета центробежного нагнетания работает следующим образом:The ramjet propulsion helicopter of centrifugal discharge works as follows:

Воздух, поступающий в входное отверстие комля (2) лопасти (1), под действием центробежных сил, которые возникают при вращении лопасти закрепленной на валу вертолета, устремляется в канал входного устройства (6) двигателя, где по пути следования он охлаждается теплообменным испарителем криогенного топлива, которое обеспечивается вскипанием криогенного топлива, а как следствие охлаждение стенок криогенного теплообменного испарителя, впрыскиваемого из топливной трубки (3) форсункой (4) в теплообменный испаритель топлива (5), что и позволяет возникновению условий изотермического процесса центробежного сжатия воздуха. Длина испарителя позволяет поддерживать изотермический процесс сжатия по пути всего входного канала, который проходит по всей длине лопасти. Вовлечение изотермического процесса при центробежном сжатии воздуха, основанного на законе Бойля - Мариотта, позволяет сохранять условную объемную плотность воздуха, в отличии от адиабатного процесса, потому как из-за повышения температуры воздуха при адиабатном процессе сжатия, уменьшается его условная объемная плотность в следствии увеличения объема при нагревании, и как следствие, уменьшается величина давления при центробежном сжатии воздуха. Изотермический процесс сжатия воздуха способствует получению высокого коэффициента Pk входного устройства. Закон сохранения энергии Бернулли, в свою очередь, позволяет аккумулировать тепловую энергию в газовом топливе, выделенную при теплообмене охлаждаемого воздуха во входном устройстве, что взаимосвязано способствует экономии тепловой энергии, а как следствие необходимой величины топлива, при химической реакции сжигания его в камере сгорания двигателя, а конкретно в жаровой камере (10.4). Мелкая перфорация в начальной части жаровой камеры, способствует лучшему перемешиванию газо-воздушной смеси, стабилизации горения и препятствует попаданию пламени в полость перед жаровой камерой. Сжигание горючего газа происходит в сжатом воздухе в жаровой камере, а продукты сгорания направляются в реактивное сопло для создания реактивной тяги, необходимой для вращения движителя. Движитель же, вращаясь под действием реактивной силы, создает подъемную силу необходимую для полета вертолета, и условия работы устройства в целом.The air entering the inlet of the butt (2) of the blade (1), under the action of centrifugal forces that occur when the blade rotates mounted on the helicopter shaft, rushes into the channel of the input device (6) of the engine, where along the route it is cooled by a cryogenic fuel heat exchanger evaporator which is provided by boiling of cryogenic fuel, and as a result, cooling of the walls of the cryogenic heat exchange evaporator injected from the fuel pipe (3) by the nozzle (4) into the heat exchange fuel evaporator (5), which allows the emergence of the conditions of the isothermal process of centrifugal air compression. The length of the evaporator allows you to maintain an isothermal compression process along the path of the entire inlet channel, which runs along the entire length of the blade. The involvement of the isothermal process during centrifugal compression of air, based on the Boyle-Mariotte law, allows us to maintain the conditional volume density of air, in contrast to the adiabatic process, because due to the increase in air temperature during the adiabatic compression process, its conditional volume density decreases due to an increase in volume when heated, and as a result, the pressure decreases during centrifugal compression of air. The isothermal process of air compression contributes to obtaining a high coefficient Pk of the input device. Bernoulli’s Law of Energy Conservation, in turn, allows one to accumulate thermal energy in gas fuel released during the heat exchange of the cooled air in the input device, which interconnected contributes to the saving of thermal energy, and as a consequence of the necessary amount of fuel, during the chemical reaction of burning it in the engine’s combustion chamber, namely in the fire chamber (10.4). Small perforation in the initial part of the fire chamber contributes to better mixing of the gas-air mixture, stabilization of combustion and prevents flame from entering the cavity in front of the fire chamber. Combustible gas is burned in compressed air in the combustion chamber, and the combustion products are sent to the jet nozzle to create the jet propulsion required to rotate the propulsion device. The mover, rotating under the influence of reactive force, creates the lifting force necessary for the flight of the helicopter, and the operating conditions of the device as a whole.

Подмена адиабатного принципа сжатия воздуха на изотермический принцип, повышает давление воздуха в входном устройстве двигателя, соблюдение закона сохранения энергии, приводит к экономии топлива, необходимо-достаточного для работы двигателя. Расположение входного отверстия воздуха движителя в комлевой части лопасти, позволяет избавиться от вредного явления, такого как пульсация двигателя, что тоже ведет к экономии топлива и устойчивому режиму работы его.Replacing the adiabatic principle of compressing air with the isothermal principle, increases the air pressure in the input device of the engine, compliance with the law of conservation of energy, leads to fuel economy, necessary-sufficient for the engine to work. The location of the air inlet of the propeller in the butt part of the blade allows you to get rid of a harmful phenomenon, such as pulsation of the engine, which also leads to fuel economy and a stable mode of operation of it.

На основании вышеизложенного, обеспечивается истечение газообразных продуктов сгорания через реактивное сопло двигателя с более значительным ускорением и массой, и как следствие, увеличение реактивной тяги двигателя. Это приводит к повышению КПД и эффективности работы движителя в целом, с применением простейших средств.Based on the foregoing, the outflow of gaseous products of combustion through the jet nozzle of the engine with more significant acceleration and mass, and as a result, an increase in jet thrust of the engine, is ensured. This leads to an increase in the efficiency and efficiency of the propulsion system as a whole, using simple means.

Наружные металлические поверхности консольной части лопасти обдуваются встречным воздухом, с обеспечением возможности охлаждения ее.The outer metal surfaces of the cantilever part of the blade are blown by oncoming air, with the possibility of cooling it.

Claims

1. The propulsion of a jet helicopter, consisting of at least one blade attached to the shaft of the helicopter, comprising an input device and an air duct of a ramjet centrifugal air injection engine sequentially located behind the input device, a combustion chamber and a jet nozzle on the console part of the blade, characterized in that the inlet of the ramjet centrifugal air injection propulsion is located on the butt of the blade, in which through its entire length is made through second channel, which is a continuation of the engine inlet aperture and serving as a radial centrifugal discharge duct, wherein the ramjet propulsion centrifugal evaporator provided with air discharge cryogenic fuel disposed in the through passage of the blade over its entire length.

2. The propulsion of a jet helicopter according to claim 1, characterized in that the cryogenic fuel evaporator is made of aluminum alloy, additionally performing the function of a blade spar.