WO2011096850A1 - Blade and propulsion unit for tip-jet helicopter - Google Patents
Blade and propulsion unit for tip-jet helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- WO2011096850A1 WO2011096850A1 PCT/RU2011/000072 RU2011000072W WO2011096850A1 WO 2011096850 A1 WO2011096850 A1 WO 2011096850A1 RU 2011000072 W RU2011000072 W RU 2011000072W WO 2011096850 A1 WO2011096850 A1 WO 2011096850A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- air
- blade
- fuel
- evaporator
- jet
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
- B64C27/16—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades
- B64C27/18—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades the means being jet-reaction apparatus
Definitions
- the invention relates to jet propulsion devices, and is intended to perform an air flight, mainly helicopters and tiltrotor aircraft.
- the air is compressed in two stages, firstly due to the speed pressure when the said engine moves in a circle along with the said blade, and then due to the deviation of the air flow from the first stage in the radial direction for its (flow) inhibition by centrifugal forces in front of the combustion chamber, in which the combustion of fuel is carried out in compressed air in the combustion chamber, and the combustion products are sent to the reactive lo to create a jet thrust (see. Russian patent N ° 2,276,739).
- the two-stage adiabatic compression process does not provide satisfactory engine efficiency.
- “Liquefied fuel” (for brevity, “fuel”) means a fuel based on combustible materials having a liquid form at low temperature, for example, liquefied natural gas or liquefied propane-butane mixture.
- “Evaporator” a heat exchanger that provides fuel evaporation.
- Entrance device - a set of inlets and ducts.
- “Fuel-air mixer” a fuel gas-air mixer in which mixing is carried out
- the objective of the invention is to increase the efficiency of the engine by converting the energy released during gasification of liquefied fuel into useful work, and to increase the degree of compression of air at the entrance to the combustion chamber and to eliminate pulsations caused by the operation of the engine.
- the blade of a jet helicopter having a cantilever part, a comel, and openings in it for air inlet contains a ramjet centrifugal air-injection air jet engine including a duct radially extended, an air-fuel mixer, a chamber combustion and a jet nozzle with an outlet in the aforementioned cantilever part, connected in series with each other, as well as a fuel line for liquefied fuel and an evaporator, connected ny thereto, and then - to said mixer, wherein said evaporator is adapted to heat exchange with said duct.
- the evaporator is provided with fins to increase the heat transfer surface.
- said nozzle is a Laval nozzle.
- said evaporator is located inside said duct.
- the fuel line is radially extended and provided with at least two nozzles for injecting fuel into said evaporator.
- the problem is also solved due to the fact that the propulsion of the jet helicopter, containing at least one blade mounted on the shaft of the helicopter, including the input device and the duct of the ramjet centrifugal air injection engine, sequentially
- the inlet of the ramjet centrifugal air-jet propulsion is located on the butt of the blade, in which a through channel is made along its entire length, which is a continuation of the engine inlet and performing the function of a radial centrifugal discharge duct, wherein the ramjet centrifugal air-propulsion propulsion unit is equipped with a cryo evaporator gene fuel located in the through channel of the blade along its entire length.
- cryogenic fuel evaporator is made of an aluminum alloy in one piece with the blade spar.
- the tasks are solved by centrifugal compression of air when the mover moves around the circumference in isothermal conditions, and also due to the fact that the injection of fuel into the evaporator and its gasification with excess thermal energy of the compressible air stream increases the pressure in the evaporator simultaneously with its (flow) cooling.
- Increasing the pressure of gasified fuel relative to air pressure eliminates the effect of overflow in the area of the mixer in front of the combustion chamber, which is due to the fact that the molecular weights of the compressed gasified fuel and air are noticeably different.
- the figure 1 schematically shows a longitudinal section of a blade.
- Figure 2 and 3 schematically shows the cross section of the blades A - A.
- the figure 4 on the left shows the cantilever part of the blade, on the right shows
- the ramjet propulsion helicopter of a centrifugal discharge helicopter consists of a blade 1, the comel 2 of which is the beginning of the input device (hereinafter - “WU”) of the engine. Initially, the WU is on the butt of the blade, the cryogenic fuel supply pipe 3 with the nozzle 4, which perform the function, is fixed
- the heat exchange fuel evaporator is made in the form of a power element of the blade, a spar,
- the metal cantilever part of the blade 7 is made hollow and consists of
- 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 is fixed (10.5). (The high-voltage electric wire of the spark plug is not shown in the figure, as this is not
- the heat chamber of the engine made in the form of a Laval nozzle, for
- 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 of centrifugal air injection.
- 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.
- the ramjet propulsion helicopter of centrifugal discharge works as follows: Under the action of centrifugal forces arising from the rotation of the blade, the air entering the inlet of the butt 2 of the blade 1, mounted on the helicopter shaft, rushes into the channel of the engine input device 6, where along the route it is cooled by a heat exchange evaporator 5, into which through the fuel pipe 3 and nozzle 4 is supplied with cryogenic fuel. When boiling, the fuel injected into the evaporator through the nozzles removes excess heat from the compressed air in an amount approximately equal to the work expended on its compression, thereby creating isothermal conditions for centrifugal air compression. Evaporator length and
- the location of the nozzles for injecting fuel into the evaporator are selected accordingly. Isothermal air compression helps maintain
- Isothermal air compression contributes to a high compression ratio in the input device.
- 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.
- the outer metal surfaces of the cantilever part of the blade are effectively cooled by a counter flow of air.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
The invention relates to a blade for a tip-jet helicopter, comprising a bracket portion, a butt and openings formed therein for air intake, and including a linear-flow air-jet engine for centrifugal air discharge, which comprises an air duct that is elongate in the radial direction, a fuel-air mixer, a combustion chamber and a jet nozzle with an outlet opening in the aforesaid bracket portion, which sequentially communicate with each other, as well as a fuel line for liquefied fuel and an evaporator connected thereto and to the aforesaid mixer, wherein said evaporator is adapted for heat exchange with the aforesaid air duct. The technical result is the cancellation of pulses and an increase in the economy and performance of the propulsion unit.
Description
ЛОПАСТЬ И ДВИЖИТЕЛЬ РЕАКТИВНОГО ВЕРТОЛЕТА Vane & Jet Helicopter Propeller
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ FIELD OF THE INVENTION
Изобретение относится к реактивным движительным устройствам, и предназначена для выполнения воздушного полета, преимущественно вертолетов и конвертопланов. The invention relates to jet propulsion devices, and is intended to perform an air flight, mainly helicopters and tiltrotor aircraft.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ BACKGROUND
Известен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД), в котором для сжигания горючего используют кислород воздуха, который сжимают скоростным напором («Политехнический словарь». /Под ред. академика А.Ю. Ишлинского, изд. Known ramjet engine (ramjet), in which for burning fuel use oxygen, which is compressed by high-speed pressure ("Polytechnical Dictionary". / Ed. By Academician A.Yu. Ishlinsky, ed.
«Советская энциклопедия», Москва, 1980 г., стр.420). Упомянутый двигатель “Soviet Encyclopedia”, Moscow, 1980, p. 420). Mentioned engine
недостаточно эффективен при работе на низких оборотах (при низком скоростном напоре). not effective enough when working at low revs (at low speed head).
Известен прямоточно-центробежный воздушно-реактивный двигатель, Known direct-flow centrifugal jet engine,
установленный на конце лопасти несущего винта вертолета или с радиальным смещением относительно вала, в сжатие воздуха осуществляют в две ступени, вначале за счет скоростного напора при движении упомянутого двигателя по окружности вместе с упомянутой лопастью, а затем за счет отклонения потока воздуха из первой ступени в радиальном направлении для его (потока) торможения центробежными силами перед камерой сгорания, в которой сжигание горючего производят в сжатом воздухе в камере сгорания, а продукты сгорания направляют в реактивное сопло для создания реактивной тяги (см. патент РФ N° 2276739). В обычном диапазоне скоростей вращения лопастей двухступенчатый адиабатический процесс сжатия не обеспечивает удовлетворительной эффективности двигателя. Кроме того при поступательном движении вертолета, из-за разностей скорости воздуха между наступающими и отступающими лопастями, при работе подобного двигателя возникают вредные пульсации. Необходимость борьбы с пульсацией приводит к увеличению расхода топлива для стабилизации курса.
РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ mounted at the end of the rotor blade of the helicopter or with a radial displacement relative to the shaft, the air is compressed in two stages, firstly due to the speed pressure when the said engine moves in a circle along with the said blade, and then due to the deviation of the air flow from the first stage in the radial direction for its (flow) inhibition by centrifugal forces in front of the combustion chamber, in which the combustion of fuel is carried out in compressed air in the combustion chamber, and the combustion products are sent to the reactive lo to create a jet thrust (see. Russian patent N ° 2,276,739). In the usual range of rotational speeds of the blades, the two-stage adiabatic compression process does not provide satisfactory engine efficiency. In addition, with the translational movement of the helicopter, due to differences in air speed between the advancing and retreating blades, harmful pulsations occur during the operation of such an engine. The need to combat pulsation leads to increased fuel consumption to stabilize the course. SUMMARY OF THE INVENTION
Для определенности терминам и выражения, используемым в настоящем тексте придают следующее значение и объем. For definiteness, the terms and expressions used in this text are given the following meaning and scope.
«Сжиженное топливо» (для краткости - «топливо») - означает топливо на основе горючих материалов, имеющих жидкую форму при низкой температуре, например, сжиженный природный газ или сжиженная пропан-бутановая смесь. «Испаритель» - теплообменник, обеспечивающий испарение топлива. «Входное устройство» - совокупность входных отверстий и воздуховодов. «Топливовоздушный смеситель» - топливный газовоздушный смеситель, в котором осуществляется смешивание “Liquefied fuel” (for brevity, “fuel”) means a fuel based on combustible materials having a liquid form at low temperature, for example, liquefied natural gas or liquefied propane-butane mixture. “Evaporator” - a heat exchanger that provides fuel evaporation. "Entrance device" - a set of inlets and ducts. "Fuel-air mixer" - a fuel gas-air mixer in which mixing is carried out
газифицированного топлива с воздухом перед поступлением в жаровую камеру. gasified fuel with air before entering the heat chamber.
Остальные термины и выражения используются в значении, которое известно специалистам в данной области. The remaining terms and expressions are used in the meaning that is known to specialists in this field.
Задача изобретения состоит в том, чтобы повысить эффективность работы двигателя за счет преобразования энергии, выделяющейся при газификации сжиженного топлива, в полезную работу, и в том, чтобы увеличить степень сжатия воздуха на входе в камеру сгорания и устранить пульсации, обусловленные работой двигателя. The objective of the invention is to increase the efficiency of the engine by converting the energy released during gasification of liquefied fuel into useful work, and to increase the degree of compression of air at the entrance to the combustion chamber and to eliminate pulsations caused by the operation of the engine.
Поставленная задача решена благодаря тому, что лопасть реактивного вертолета, имеющая консольную часть, комель, и отверстия в нем для входа воздуха, содержит прямоточный воздушно-реактивный двигатель центробежного нагнетания воздуха, включающий в себя воздуховод, вьшолненный протяженным в радиальном направлении, топливовоздушный смеситель, камеру сгорания и реактивное сопло с выходным отверстием в упомянутой консольной части, последовательно сообщенные между собой, а также топливопровод для сжиженного топлива и испаритель, подключенный к нему, а затем - к упомянутому смесителю, в котором упомянутый испаритель выполнен с возможностью теплообмена с указанным воздуховодом.
В частной форме воплощения испаритель снабжен ребрами для увеличения поверхности теплопередачи. The problem is solved due to the fact that the blade of a jet helicopter having a cantilever part, a comel, and openings in it for air inlet, contains a ramjet centrifugal air-injection air jet engine including a duct radially extended, an air-fuel mixer, a chamber combustion and a jet nozzle with an outlet in the aforementioned cantilever part, connected in series with each other, as well as a fuel line for liquefied fuel and an evaporator, connected ny thereto, and then - to said mixer, wherein said evaporator is adapted to heat exchange with said duct. In a particular embodiment, the evaporator is provided with fins to increase the heat transfer surface.
В одной частной форме воплощения упомянутое сопло представляет собой сопло Лаваля. In one particular embodiment, said nozzle is a Laval nozzle.
В еще одной частной форме воплощения упомянутый испаритель размещен внутри упомянутого воздуховода. In yet another particular embodiment, said evaporator is located inside said duct.
В другой частной форме воплощения топливопровод выполнен протяженным в радиальном направлении и снабжен, по меньшей мере, двумя форсунками для впрыска топлива в упомянутый испаритель. In another particular embodiment, the fuel line is radially extended and provided with at least two nozzles for injecting fuel into said evaporator.
Поставленная задача также решена благодаря тому, что движитель реактивного вертолета, содержащий, по меньшей мере, одну лопасть, установленную на валу вертолета, включающий в себя входное устройство и воздуховод прямоточного воздушно- реактивного двигателя центробежного нагнетания воздуха, последовательно The problem is also solved due to the fact that the propulsion of the jet helicopter, containing at least one blade mounted on the shaft of the helicopter, including the input device and the duct of the ramjet centrifugal air injection engine, sequentially
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. located behind the inlet device, a combustion chamber and a jet nozzle on the cantilever part of the blade, characterized in that the inlet of the ramjet centrifugal air-jet propulsion is located on the butt of the blade, in which a through channel is made along its entire length, which is a continuation of the engine inlet and performing the function of a radial centrifugal discharge duct, wherein the ramjet centrifugal air-propulsion propulsion unit is equipped with a cryo evaporator gene fuel located in the through channel of the blade along its entire length.
В частной форме воплощения испаритель криогенного топлива выполнен из алюминиевого сплава за одно целое с лонжероном лопасти. In a particular embodiment, the cryogenic fuel evaporator is made of an aluminum alloy in one piece with the blade spar.
Как будет понятно специалисту в данной области техники, поставленные задачи решаются за счет центробежного сжатия воздуха при движении движителя по окружности
в изотермическим условиях, а также за счет того, что впрыскивание топлива в испаритель и его газификация избытком тепловой энергии сжимаемого потока воздуха увеличивает давление в испарителе одновременно с его (потока) охлаждением. Повышение давления газифицированного топлива, относительно давления воздуха, позволяет устранить эффект перетекания в области смесителя перед жаровой камерой сгорания, который обусловлен тем что молекулярные веса сжимаемого газифицированного топлива и воздуха заметно различаются. Значительная протяженность отверстий для входа воздуха и их As will be clear to a person skilled in the art, the tasks are solved by centrifugal compression of air when the mover moves around the circumference in isothermal conditions, and also due to the fact that the injection of fuel into the evaporator and its gasification with excess thermal energy of the compressible air stream increases the pressure in the evaporator simultaneously with its (flow) cooling. Increasing the pressure of gasified fuel relative to air pressure eliminates the effect of overflow in the area of the mixer in front of the combustion chamber, which is due to the fact that the molecular weights of the compressed gasified fuel and air are noticeably different. Significant length of the air inlet openings and their
расположение в зоне малых аэродинамических возмущений заметно снижает вероятность возникновения пульсаций в процессе работы движителя. the location in the zone of small aerodynamic disturbances noticeably reduces the likelihood of pulsations in the process of propulsion.
Сущность вышеописанного технического решения наглядно иллюстрируется фигурами чертежей 1-4 на примере конкретных вариантов воплощения изобретения. The essence of the above technical solutions is clearly illustrated by the figures of drawings 1-4 on the example of specific embodiments of the invention.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS
На фигуре 1 схематично изображен продольный разрез лопасти. The figure 1 schematically shows a longitudinal section of a blade.
На фигуре 2 и 3 схематично изображено поперечное сечение лопасти А- А. Figure 2 and 3 schematically shows the cross section of the blades A - A.
На фигуре 4 слева показана консольная часть лопасти, справа показана The figure 4 on the left shows the cantilever part of the blade, on the right shows
схематичный разрез консольной части лопасти в укрупненном виде. schematic section of the cantilever part of the blade in an enlarged form.
На фигурах 6, 7 и 8 показаны графики зависимости степени сжатия в In figures 6, 7 and 8 shows graphs of the dependence of the degree of compression in
изотермическом и адиабатическом процессах при различной температуре входящего воздуха. isothermal and adiabatic processes at different temperatures of the incoming air.
ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Нижеследующие примеры даются только для иллюстрации общей концепции изобретения. Ничто в настоящем разделе описания не должно быть истолковано как ограничение объема притязаний. The following examples are given only to illustrate the general concept of the invention. Nothing in this section of the description should be construed as limiting the scope of the claims.
Прямоточный воздушно реактивный движитель вертолета центробежного нагнетания 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 The ramjet propulsion helicopter of a centrifugal discharge helicopter consists of a blade 1, the comel 2 of which is the beginning of the input device (hereinafter - “WU”) of the engine. Initially, the WU is on the butt of the blade, the cryogenic fuel supply pipe 3 with the nozzle 4, which perform the function, is fixed
центробежного насоса и распылителя жидкого топлива, поступающего в теплообменный испаритель криогенного топлива 5 с радиаторными пластинами для улучшения centrifugal pump and atomizer of liquid fuel entering the heat exchange evaporator of cryogenic fuel 5 with radiator plates to improve
теплообмена с воздухом, имеющий герметично закрытое начало. Теплообменный испаритель топлива выполнен в виде силового элемента лопасти, лонжерона, heat exchange with air having a hermetically sealed beginning. The heat exchange fuel evaporator is made in the form of a power element of the blade, a spar,
расположенного внутри канала входного устройства 6, по всей длине лопасти. located inside the channel of the input device 6, along the entire length of the blade.
Металлическая консольная часть лопасти 7 выполнена пустотелой и состоит из The metal cantilever part of the blade 7 is made hollow and consists of
продолжения ВУ 8, газохода газообразного топлива 9 и двигателя 10, который выполнен в виде камеры сгорания воздушно-реактивного двигателя. 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 the continuation of WU 8, the gas duct of the gaseous fuel 9 and the engine 10, which is made in the form of a combustion chamber of an air-jet engine. 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 is fixed (10.5). (The high-voltage electric wire of the spark plug is not shown in the figure, as this is not
основополагающим условием, и его расположение в лопасти, зависит от конструкторского решения). Жаровая камера двигателя, выполнена в форме сопла Лаваля, для fundamental condition, and its location in the blade, depends on the design solution). The heat chamber of the engine, made in the form of a Laval nozzle, for
максимального использования принципа реактивного движения. 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. maximum use of the principle of jet propulsion. 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 of centrifugal air injection.
Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха, топлива, продуктов сгорания, и направление движения самого движителя вокруг оси крепления к вертолету. 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:
Под действием центробежных сил, возникающих при вращении лопасти, воздух, поступающий во входное отверстие комля 2 лопасти 1 , закрепленной на валу вертолета, устремляется в канал входного устройства 6 двигателя, где по пути следования он охлаждается теплообменным испарителем 5, в который через топливную трубку 3 и форсунку 4 подается криогенное топливо. При кипении топливо, впрыскиваемое в испаритель через форсунки, отводит от сжимаемого воздуха избыток теплоты в количестве примерно равном работе, затраченной на его сжатие, тем самым создавая изотермические условия центробежного сжатия воздуха. Длина испарителя и The ramjet propulsion helicopter of centrifugal discharge works as follows: Under the action of centrifugal forces arising from the rotation of the blade, the air entering the inlet of the butt 2 of the blade 1, mounted on the helicopter shaft, rushes into the channel of the engine input device 6, where along the route it is cooled by a heat exchange evaporator 5, into which through the fuel pipe 3 and nozzle 4 is supplied with cryogenic fuel. When boiling, the fuel injected into the evaporator through the nozzles removes excess heat from the compressed air in an amount approximately equal to the work expended on its compression, thereby creating isothermal conditions for centrifugal air compression. Evaporator length and
расположение форсунок для впрыска топлива в испаритель выбираются соответствующим образом. Сжатие воздуха в изотермических условиях позволяет поддерживать the location of the nozzles for injecting fuel into the evaporator are selected accordingly. Isothermal air compression helps maintain
постоянную объемную плотность воздуха и высокую степень компрессии, не достижимую при адиабатическом сжатии из-за уменьшения объемной плотности воздуха с ростом температуры. Изотермическое сжатие воздуха способствует получению высокого коэффициента сжатия во входном устройстве. 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. Наружные металлические поверхности консольной части лопасти эффективно охлаждаются встречным потоком воздуха. constant bulk density of air and a high degree of compression, not achievable with adiabatic compression due to a decrease in bulk density of air with increasing temperature. Isothermal air compression contributes to a high compression ratio in the input device. 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. The outer metal surfaces of the cantilever part of the blade are effectively cooled by a counter flow of air.
Как показывает теоретический расчет для идеального центробежного канального нагнетателя (с КПД = 1, радиус винта 2,871 м, коэффициент винта 1,4, расстояние по радиусу на второй точке параметров 2,5 м, расстояние по радиусу на первой точке
параметров 0,25 м), при температуре входящего воздуха (ТВВ) 223 К, окружной скорости вращения лопасти в первой и второй точке параметров 25 и 250 м/с, замена As shown by a theoretical calculation for an ideal centrifugal channel blower (with efficiency = 1, screw radius 2.871 m, screw coefficient 1.4, the radius along the second point of the parameters 2.5 m, the radius along the first point parameters 0.25 m), at a temperature of incoming air (TVV) of 223 K, a peripheral speed of rotation of the blade at the first and second points of parameters 25 and 250 m / s, replacement
адиабатического процесса сжатия воздуха изотермическим позволяет увеличить степень сжатия на 12,0%, а при окружной скорости в первой и второй точке параметров 40 и - на 82,8%. При температуре воздуха 273 К, указанные параметры составляют 8,1% и 53,1%, соответственно, а при температуре 323 К - 5,8 и 37,3. То есть, преимущества The adiabatic process of isothermal air compression allows increasing the compression ratio by 12.0%, and at a peripheral speed in the first and second points of parameters 40 and 82.8%. At an air temperature of 273 K, these parameters are 8.1% and 53.1%, respectively, and at a temperature of 323 K - 5.8 and 37.3. That is, the benefits
изотермического сжатия воздуха сравнительно с адиабатным не так заметны при высоких температурах входящего воздуха (ср. фигуры 6, 7 и 8, где ПИизт - степень сжатия при изотермическом процессе, ПИад - степень сжатия при адиабатном процессе, ПИизт/ПИад - отношение указанных величин), но по мере повышения давления в компрессоре (то есть работы на сжатие воздуха и окружной скорости V2) проявляются в полной степени. isothermal air compression compared with adiabatic is not so noticeable at high temperatures of the incoming air (cf. figures 6, 7 and 8, where PIt is the compression ratio in the isothermal process, PIad is the compression ratio in the adiabatic process, PIt / PIad is the ratio of these values), but as the pressure in the compressor rises (that is, the compression of air and peripheral speed V2) are fully manifested.
Замена адиабатного процесса сжатия воздуха изотермическим и размещение входного отверстия для воздуха в комле лопасти, позволяют снизить отношение расхода топлива к подъемной силе (повышение экономичности). Кроме того, при таком расположении отверстий практически не наблюдаются пульсации, что позволяет повысить надежности его (двигателя) работы. Replacing the adiabatic process of compressing the air with isothermal and placing the air inlet in the butt of the blade can reduce the ratio of fuel consumption to lifting force (increased efficiency). In addition, with this arrangement of the holes practically no ripple is observed, which allows to increase the reliability of its (engine) operation.
Также обеспечивается повышение импульса продуктов сгорания при истечении через реактивное сопло и, как следствие, увеличение реактивной тяги. Это приводит к повышению КПД и эффективности работы движителя в целом. It also provides an increase in the momentum of the combustion products when it flows through the jet nozzle and, as a result, an increase in jet propulsion. This leads to increased efficiency and overall propulsion efficiency.
Должно быть понятно, что средний специалист может использовать главные отличительные особенности настоящего изобретения и внести эквивалентные замены с достижением поставленной технической задачи; такие замены включены в объем охраны согласно нижеприведенной формуле изобретения.
It should be clear that the average person can use the main distinguishing features of the present invention and make equivalent replacements to achieve the technical task; such substitutions are included in the scope of protection according to the claims below.
Claims
1. Лопасть реактивного вертолета, имеющая консольную часть, комель, и отверстия в нем для входа воздуха, содержащая прямоточный воздушно-реактивный двигатель центробежного нагнетания воздуха, включающий в себя воздуховод, выполненный протяженным в радиальном направлении, топливовоздушный смеситель, камеру сгорания и реактивное сопло с выходным отверстием в упомянутой консольной части, последовательно сообщенные между собой, а также топливопровод для сжиженного топлива и испаритель, подключенный к нему, а затем - к упомянутому смесителю, в котором упомянутый испаритель выполнен с возможностью теплообмена с указанным воздуховодом. 1. The blade of a jet helicopter having a cantilever part, a comel, and openings in it for air inlet, comprising a ramjet centrifugal air-jet engine comprising a radially extended duct, an air-fuel mixer, a combustion chamber, and a jet nozzle with an outlet in said cantilever part, connected in series with each other, as well as a fuel line for liquefied fuel and an evaporator connected to it, and then to said mixer Wherein said evaporator is adapted to heat exchange with said duct.
2. Лопасть по п.1 , в которой упомянутый испаритель снабжен ребрами для увеличения поверхности теплопередачи. 2. The blade according to claim 1, wherein said evaporator is provided with fins for increasing the heat transfer surface.
3. Лопасть по п.1 , в которой упомянутое сопло представляет собой сопло Л аваля. 3. The blade according to claim 1, in which said nozzle is a nozzle of L Aval.
4. Лопасть по п.1 , в которой упомянутый испаритель размещен внутри упомянутого воздуховода. 4. The blade according to claim 1, in which said evaporator is placed inside said duct.
5. Лопасть по п.1 , в которой топливопровод выполнен протяженным в радиальном направлении и снабжен, по меньшей мере, двумя форсунками для впрыска топлива в упомянутый испаритель. 5. The blade according to claim 1, in which the fuel pipe is made extended in the radial direction and is equipped with at least two nozzles for injecting fuel into said evaporator.
6. Движитель реактивного вертолета, содержащий, по меньшей мере, одну лопасть, установленную на валу вертолета, включающий в себя 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 6. A propulsion of a jet helicopter comprising at least one blade mounted on the shaft of the helicopter, including 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 cantilever part blades, characterized in that the inlet of the ramjet centrifugal pump
- 8 -- 8 -
ИСПРАВЛЕННЫЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 91) 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 FIXED SHEET (RULE 91) air is located on the butt of the blade, in which a through channel is made along its entire length, which is a continuation of the engine inlet and performs the function of a radial centrifugal discharge duct, and the direct-flow centrifugal air-jet propulsion unit is provided
испарителем криогенного топлива, расположенным в сквозном канале лопасти по всей его длине. a cryogenic fuel evaporator located in the through channel of the blade along its entire length.
7. Движитель по п.6, в котором испаритель криогенного топлива выполнен из алюминиевого сплава за одно целое с лонжероном лопасти. 7. The mover according to claim 6, in which the cryogenic fuel evaporator is made of aluminum alloy in one piece with the blade spar.
- 9 -- 9 -
ИСПРАВЛЕННЫЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 91) FIXED SHEET (RULE 91)
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010104196 | 2010-02-08 | ||
| RU2010104196 | 2010-02-08 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2011096850A1 true WO2011096850A1 (en) | 2011-08-11 |
Family
ID=44355644
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2011/000072 WO2011096850A1 (en) | 2010-02-08 | 2011-02-08 | Blade and propulsion unit for tip-jet helicopter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| WO (1) | WO2011096850A1 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3240726A4 (en) * | 2015-01-03 | 2018-12-12 | Joseph B. Seale | Rotary wing vtol with fixed wing forward flight mode |
| CN114180029A (en) * | 2021-12-01 | 2022-03-15 | 徐寿江 | Propeller assembly |
| US20220306309A1 (en) * | 2019-08-12 | 2022-09-29 | Genesis Aerotech Limited | Optimised nozzle geometry |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB614676A (en) * | 1946-07-19 | 1948-12-20 | Friedrich List Doblhoff | Improvements in or relating to rotary wing aircraft |
| SU1794038A3 (en) * | 1990-06-25 | 1993-02-07 | Pavel R Khlopenkov | Helicopter power plant |
| RU2059536C1 (en) * | 1993-12-07 | 1996-05-10 | Виктор Васильевич Глухов | Helicopter main rotor with jet-drive |
| RU2239080C1 (en) * | 2003-01-20 | 2004-10-27 | Письменный Владимир Леонидович | Gas-turbine engine with turbocooler at inlet |
-
2011
- 2011-02-08 WO PCT/RU2011/000072 patent/WO2011096850A1/en active Application Filing
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB614676A (en) * | 1946-07-19 | 1948-12-20 | Friedrich List Doblhoff | Improvements in or relating to rotary wing aircraft |
| SU1794038A3 (en) * | 1990-06-25 | 1993-02-07 | Pavel R Khlopenkov | Helicopter power plant |
| RU2059536C1 (en) * | 1993-12-07 | 1996-05-10 | Виктор Васильевич Глухов | Helicopter main rotor with jet-drive |
| RU2239080C1 (en) * | 2003-01-20 | 2004-10-27 | Письменный Владимир Леонидович | Gas-turbine engine with turbocooler at inlet |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP3240726A4 (en) * | 2015-01-03 | 2018-12-12 | Joseph B. Seale | Rotary wing vtol with fixed wing forward flight mode |
| US10421538B2 (en) | 2015-01-03 | 2019-09-24 | Joseph B. Seale | Rotary wing VTOL with fixed wing forward flight mode |
| US20220306309A1 (en) * | 2019-08-12 | 2022-09-29 | Genesis Aerotech Limited | Optimised nozzle geometry |
| CN114180029A (en) * | 2021-12-01 | 2022-03-15 | 徐寿江 | Propeller assembly |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6446425B1 (en) | Ramjet engine for power generation | |
| US2430399A (en) | Jet augmenter for combustion turbine propulsion plants | |
| US2595505A (en) | Coaxial combustion products generator, turbine, and compressor | |
| JPH076455B2 (en) | Combination drive | |
| AU6237298A (en) | Ramjet engine for power generation | |
| WO2013009631A2 (en) | Gas turbine engine | |
| CN112728585B (en) | System for rotary detonation combustion | |
| CN101725431A (en) | Electric fuel oil jet propeller | |
| US11454171B1 (en) | Turbine cooling system with energy separation | |
| RU2561757C1 (en) | Three-component air-jet engine | |
| KR101092783B1 (en) | Gas turbine | |
| WO2011096850A1 (en) | Blade and propulsion unit for tip-jet helicopter | |
| US2637166A (en) | Pure reaction turbine with evacuated chamber and rotor element therefor | |
| RU2594828C1 (en) | Propulsion engine of supersonic aircraft | |
| RU95035U1 (en) | JET HELICOPTER MOTOR | |
| US2984305A (en) | Aircraft lifting rotor with rotary valve ram jet engine having explosion cycle | |
| US20090178386A1 (en) | Aircraft Propulsion System | |
| RU2591361C1 (en) | Engine of hypersonic aircraft | |
| US3009319A (en) | Turbojet engine | |
| CN112211724A (en) | Engine and aircraft | |
| RU99543U1 (en) | ACTIVE GAS TURBINE ENGINE (OPTIONS) | |
| RU63772U1 (en) | REACTIVE AIR SCREW | |
| US20170306843A1 (en) | Method and apparatus for increasing useful energy/thrust of a gas turbine engine by one or more rotating fluid moving (agitator) pieces due to formation of a defined steam region | |
| RU2013630C1 (en) | Aircraft engine | |
| US11603794B2 (en) | Method and apparatus for increasing useful energy/thrust of a gas turbine engine by one or more rotating fluid moving (agitator) pieces due to formation of a defined steam region |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 11740103 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 11740103 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |