RU2705857C1 - Helicopter power plant - Google Patents

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to vertical take-off and landing aircraft. Power plant of vertical take-off and landing aircraft comprises three gas turbine engines: one propfan gas turbine engine for vertical take-off with a reduction gear installed vertically in the center of fuselage masses, and two sustainer engines. Propfan gas turbine engine comprises propfan with two rotor stages, made with possibility of blades rotation in opposite sides, and connected to it two shafts birotating compressor and birotating turbine, which are installed inside the internal housing, with formation of the second circuit between external and internal cases. Propfan blades have the possibility of an asymmetric change of angles of attack. Behind the birotating turbine there is an internal nozzle with an adjustable thrust vector. Marching motors are connected to reduction gear by power takeoff shafts. Outer nozzle has adjustable thrust vector. Between birotating turbine and internal nozzle of propfan gas turbine engine is built-up augmenter.

EFFECT: safe landing of helicopter in case of screw damage.

6 cl, 14 dwg

Description

Изобретение относится к авиации.The invention relates to aviation.

Известна двигательная установка вертолета по патенту РФ №2196913, МПК F02K 7/16, опубл. 20.01.2003 г.Known propulsion system of a helicopter according to the patent of the Russian Federation No. 2196913, IPC F02K 7/16, publ. January 20, 2003

Эта двигательная установка содержит входное устройство, приводной двигатель, связанный с биротативным вентилятором, расположенным в основном воздухопроводе в полости планера с возможностью качания в плоскости симметрии планера.This propulsion system comprises an input device, a drive motor connected to a biotational fan located in the main air duct in the airframe cavity with the possibility of swinging in the plane of symmetry of the airframe.

Недостатки:Disadvantages:

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

- необходимость качания всего двигателя для управления вектором тяги приведен к росту веса летательного аппарата.- the need for swinging the entire engine to control the thrust vector leads to an increase in the weight of the aircraft.

Известна двигательная установка летательного аппарата вертикального взлета и посадки (вертолета) по патенту РФ №2629621, МПК B64D 35/08, опубл. 30.08.2017 г., прототип.Known propulsion system of an aircraft of vertical take-off and landing (helicopter) according to the patent of the Russian Federation No. 2629621, IPC B64D 35/08, publ. 08/30/2017, the prototype.

Эта двигательная установка содержит несколько основных маршевых двигателей (обычно два) и один вспомогательный, который запускают и снимают с него мощность для добавления мощности к основным двигателям в критических ситуациях.This propulsion system contains several main marching engines (usually two) and one auxiliary, which start and remove power from it to add power to the main engines in critical situations.

Однако эта схема не позволяет предотвратить аварию с тяжелыми последствиями при поломке винта и при полном отказе даже одного маршевого двигателя, а тем более двух.However, this scheme does not allow to prevent an accident with severe consequences in case of breakdown of the propeller and in case of complete failure of even one main engine, and especially two.

Задача создания изобретения: обеспечение безопасной посадки летательного аппарата вертикального взлета и посадки.The objective of the invention: ensuring the safe landing of the aircraft vertical take-off and landing.

Технический результат: обеспечение безопасной посадки летательного аппарата вертикального взлета и посадки.EFFECT: provision of safe landing of an aircraft of vertical take-off and landing.

Решение указанной задачи достигнуто в силовой установке летательного аппарата вертикального взлета и посадки, содержащей несколько газотурбинных двигателей, тем, что применено три газотурбинных двигателя: один винтовентиляторный газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа, и два маршевых двигателя, при этом винтовентиляторный газотурбинный двигатель выполнен с винтовентилятором с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, 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, при этом лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнено внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги, а маршевые двигатели валами отбора мощности соединены с редуктором.The solution to this problem was achieved in the power plant of a vertical take-off and landing aircraft, containing several gas turbine engines, by using three gas turbine engines: one vertical-take-off gas turbine engine with a gearbox mounted vertically in the center of mass of the fuselage, and two marching engines, with this gas turbine engine fan made with a fan with two rotor stages, made with the possibility of rotation of the blades in the opposite on the right side, and a bi-rotational compressor and a bi-rotational turbine connected to it by two shafts, which are installed inside the inner case, with the formation of a second circuit between the outer and inner cases, while the fan blades are made with the possibility of asynchronous change of the angles of attack, and behind the birobative turbine there is an internal nozzle with an adjustable thrust vector, and main engines with power take-off shafts are connected to the gearbox.

Может быть выполнено внешнее сопло с регулируемым вектором тяги.An external nozzle with an adjustable thrust vector can be made.

Между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя может быть выполнена форсажная камера.An afterburner may be provided between the birobotative turbine and the internal nozzle of the gas turbine engine.

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.

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.

Сущность изобретения поясняется на чертежах (фиг. 1…14), где:The invention is illustrated in the drawings (Fig. 1 ... 14), where:

- на фиг. 1 приведена схема летательного аппарата,- in FIG. 1 shows a diagram of an aircraft,

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

- 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 приведена схема силовой установки с тремя двигателями,- in FIG. 4 shows a diagram of a power plant with three engines,

- на фиг. 5 приведен газотурбинный двигатель вертолета, первый вариант в рабочем положении,- in FIG. 5 shows a gas turbine engine of a helicopter, the first option in working position,

- на фиг. 6 приведен газотурбинный двигатель вертолета, второй вариант в рабочем положении,- in FIG. 6 shows a gas turbine engine of a helicopter, the second option is in the working position,

- на фиг. 7 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.- in FIG. 7 shows the design of a gas turbine engine of a helicopter; the first option is rotated 90 °.

- на фиг. 8 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, 2-й вариант, повернуто на 90°.- in FIG. Figure 8 shows the design of a gas turbine engine of a helicopter, option 2, rotated 90 °.

- на фиг. 9 приведена схема передачи мощности от ГТД на роторные ступени биротативного винтовентилятора,- in FIG. 9 is a diagram of the transfer of power from a turbine engine to the rotor stages of a biotational fan heater,

- на фиг. 10 приведена схема управления поворотной части внутреннего сопла с управляемым вектором тяги и внешнего сопла,- in FIG. 10 shows the control circuit of the rotary part of the inner nozzle with a controlled thrust vector and the outer nozzle,

- на фиг. 11 приведена схема винтовентилятора,- in FIG. 11 shows a diagram of a fan heater,

- на фиг. 12 приведена схема управления лопастями винтовентилятора,- in FIG. 12 shows the control circuit of the fan blades,

- на фиг. 13 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, исходное положение,- in FIG. 13 shows a section BB of the fan blade, the initial position,

- на фиг. 14 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, повернуто.- in FIG. 14 shows a section bB of the rotor fan blade, rotated.

Обозначения, принятые в описании:Designations accepted in the description:

1. фюзеляж 11. fuselage 1

2. передние крылья 2,2. front wings 2,

3. маршевые двигатели 3,3. marching engines 3,

4. маршевый двигатель 4,4. marching engine 4,

5. винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5,5. screw fan gas turbine engine 5,

6. редуктор 6,6. gearbox 6,

7. вал отбора мощности 7,7. power take-off shaft 7,

8. вал отбора мощности 8,8. power take-off shaft 8,

9. биротативный винтовентилятор 9,9. biotative rotor fan 9,

10. цилиндрический корпус 10,10. a cylindrical body 10,

11. входной направляющий аппарат 11,11. input guide apparatus 11,

12. первая роторная ступень винтовентилятора 12,12. the first rotor stage of the fan 12,

13. лопасти 13,13. the blades 13,

14. оси 14,14. axis 14,

15. верхняя ступица 15,15. upper hub 15,

16. вторая роторная ступень винтовентилятора 16,16. the second rotor stage of the fan 16,

17. нижняя ступица 17,17. lower hub 17,

18. внутренний вал 18,18. inner shaft 18,

19. внешний вал 19,19. outer shaft 19,

20. муфта 20,20. clutch 20,

21. первый привод 21,21. the first drive 21,

22. первый вал 22,22. the first shaft 22,

23. первый механизм управления лопастями 23,23. the first blade control mechanism 23,

24. второй привод 24,24. second drive 24,

25. второй вал 25,25. second shaft 25,

26. второй механизм управления лопастями 26,26. the second mechanism for controlling the blades 26,

27. внешний корпус 27,27. outer casing 27,

28. внутренний корпус 28,28. inner case 28,

29. второй контур 29,29. second circuit 29,

30. биротативный компрессор 30,30. biotative compressor 30,

31. биротативная турбина 31,31. biotative turbine 31,

32. статор компрессора 32,32. compressor stator 32,

33. первый ротор компрессора 33,33. the first rotor of the compressor 33,

34. второй ротор компрессора 34,34. the second rotor of the compressor 34,

35. статор турбины 35,35. turbine stator 35,

36. первый ротор турбины 36,36. the first rotor of the turbine 36,

37. второй ротор турбины 37,37. the second rotor of the turbine 37,

38. внутренний вал 38,38. inner shaft 38,

39. внешний вал 39,39. outer shaft 39,

40. вспомогательный вал отбора мощности 40,40. auxiliary power take-off shaft 40,

41. внутренний редуктор 41,41. internal gear 41,

42. камера сгорания 42,42. combustion chamber 42,

43. форсунки 43,43. nozzles 43,

44. внутреннее сопло 44,44. inner nozzle 44,

45. основная топливная система 45,45. main fuel system 45,

46. топливопровод 46,46. fuel pipe 46,

47. топливный насос 47,47. fuel pump 47,

48. привод 48,48. drive 48,

49. внутренние опоры 49,49. internal supports 49,

50. внешние опоры 50,50. external supports 50,

51. форсажная камера 51,51. afterburner 51,

52. форсажный коллектор 52,52. afterburner collector 52,

53. форсажная топливная система 53.53. afterburning fuel system 53.

54. топливопровод 54,54. fuel pipe 54,

55. форсажный насос 55,55. afterburner pump 55,

56. привод 56.56. drive 56.

57. внешнее сопло 57,57. outer nozzle 57,

58. второй вал отбора мощности 58,58. a second power take-off shaft 58,

59. неподвижная часть 59,59. the fixed part 59,

60. поворотная часть 60,60. rotary part 60,

61. цилиндрическая цапфа 61,61. cylindrical pin 61,

62. гидроцилиндр 62,62. hydraulic cylinder 62,

63. система рычагов 63.63. leverage 63.

64. неподвижная часть 64,64. fixed portion 64,

65. поворотная часть 65,65. the rotary part 65,

66. вторая цилиндрическая цапфа 66,66. the second cylindrical pin 66,

67. второй гидроцилиндр 67,67. second hydraulic cylinder 67,

68. система рычагов 68,68. leverage 68,

69. корпус ступицы 69,69. hub housing 69,

70. ведомая шестерня 70,70. driven gear 70,

71. полость 71,71. cavity 71,

72. зубчатая рейка 72,72. toothed rack 72,

73. привод 73,73. drive 73,

74. блок управления 74,74. control unit 74,

75. линия связи 75.75. communication line 75.

Боевой ударный вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, передние крылья 2, маршевые двигатели 3 и 4, винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5, редуктор 6. Маршевый двигатель 3 валом отбора мощности 7 соединен с редуктором 6, а маршевый двигатель 4 валом отбора мощности 8 соединен с редуктором 6.Combat attack helicopter (Fig. 1 and 2) contains the fuselage 1, the front wings 2, mid-flight engines 3 and 4, the turbofan gas turbine engine 5, gear 6. The main engine 3 with the power take-off shaft 7 is connected to the gear 6, and the main engine 4 with the take-off shaft power 8 is connected to the gearbox 6.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5, установлен вертикально в районе центра масс вертолета (Фиг. 1 и 2).A gas turbine engine 5, installed vertically in the region of the center of mass of the helicopter (Fig. 1 and 2).

Винтовентиляторный газотурбинным двигатель 5 содержит биротативный винтовентилятор 9, содержащий цилиндрический корпус 10, входной направляющий аппарат 11, первую роторную ступень винтовентилятора 12 с лопастями 13, оси 14 которых установлены радиально в верхней ступице 15. Под первой роторной ступенью винтовентилятора 5 размещена вторая роторная ступень винтовентилятора 16 с нижней ступицей 17 с лопастями 18. Роторные ступени винтовентилятора 12 и 16 выполнены с возможностью вращения в противоположном направлении.A gas turbine fan-driven engine 5 comprises a rotational fan-fan 9, comprising a cylindrical housing 10, an input guide apparatus 11, a first rotor stage of the fan fan 12 with blades 13, whose axes 14 are mounted radially in the upper hub 15. Under the first rotor stage of the fan fan 5, a second rotor stage of the fan fan 16 is located with a lower hub 17 with blades 18. The rotor stages of the fan heater 12 and 16 are made to rotate in the opposite direction.

Первая роторная ступень винтовентилятора 12 соединена с внутренним валом 18, а вторая роторная ступень винтовентилятора 16 соединена с внешним валом 19.The first rotor stage of the fan heater 12 is connected to the internal shaft 18, and the second rotor stage of the fan fan 16 is connected to the external shaft 19.

Внутренний вал 18 и внешний вал 19 соединены с выходом из редуктора 6. К входу редуктора 6 присоединена муфта 20 (фиг. 2).The inner shaft 18 and the outer shaft 19 are connected to the output of the gearbox 6. A clutch 20 is connected to the input of the gearbox 6 (Fig. 2).

Первая роторная ступень винтовентилятора 12 имеет первый привод 21, соединенный через первый вал 22 и первый механизм управления лопастями 23 с лопастями 13, установленными на верхней ступице 15.The first rotor stage of the rotor fan 12 has a first drive 21, connected through the first shaft 22 and the first control mechanism of the blades 23 with the blades 13 mounted on the upper hub 15.

Вторая роторная ступень винтовентилятора 16 оборудована вторым приводом 24,The second rotor stage of the fan 16 is equipped with a second drive 24,

С вторым валом 25, вторым механизмом управления лопастями 26.With a second shaft 25, a second blade control 26.

Кроме того, винтовентиляторный ГТД 5 содержит внешний корпус 27, установленный концентрично ему внутри внутренний корпус 28 с образованием второго контура 29 между ними, биротативный компрессор 30 и биротативную турбину 31. Биротативный компрессор 30 содержит статор компрессора 32 и два ротора компрессора: первый 33 и второй 34. Биротативная турбина 31 содержит статор турбины 35 и два ротора турбины: первый 36 и второй 37. Винтовентиляторный ГТД 5 имеет два вала: внутренний 38 и внешний 39. Первый ротор компрессора 33 соединен внутренним валом 38 с вторым ротором турбины 37. Второй ротор компрессора 34 соединен внешним валом 39 с вторым ротором турбины 37.In addition, the turbofan gas turbine engine 5 contains an outer casing 27, which is installed concentrically inside the inner casing 28 to form a second circuit 29 between them, a biotic compressor 30 and a biotic turbine 31. The biotic compressor 30 contains a compressor stator 32 and two compressor rotors: the first 33 and the second 34. Biotropic turbine 31 contains a turbine stator 35 and two turbine rotors: the first 36 and second 37. The rotor-type turbine engine 5 has two shafts: internal 38 and external 39. The first compressor rotor 33 is connected by an internal shaft 38 to the second Hur turbine compressor 37. The second rotor 34 is connected to outer shaft 39 with a second turbine rotor 37.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 имеет вспомогательный вал отбора мощности 40 (фиг. 2 и 3) для отбора мощности от внешнего вала 39 через внутренний редуктор 41 (фиг. 3) на вспомогательные агрегаты, например генератор и стартер.The turbofan gas turbine engine 5 has an auxiliary power take-off shaft 40 (FIGS. 2 and 3) for power take-off from the external shaft 39 through an internal gearbox 41 (FIG. 3) to auxiliary units, for example, a generator and a starter.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 содержит (фиг. 3) камеру сгорания 42 с форсунками 43 и внутренне сопло 44 с регулируемым вектором тяги.The gas turbine engine 5 contains (Fig. 3) a combustion chamber 42 with nozzles 43 and an internal nozzle 44 with an adjustable thrust vector.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 по первому варианту (фиг. 3) имеет одну основную топливную систему 45. Основная топливная система 45 содержит топливопровод 46, в котором установлен топливный насос 47, соединенный с приводом 48.The turbofan gas turbine engine 5 according to the first embodiment (Fig. 3) has one main fuel system 45. The main fuel system 45 comprises a fuel pipe 46 in which a fuel pump 47 is connected to the drive 48.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 выполнен биротативным и содержит два вала 38 и 39. Внутренний и внешний валы 38 и 39 установлены соответственно на внутренних опорах 49 и внешних опорах 50.The turbofan gas turbine engine 5 is made bi-rotational and contains two shafts 38 and 39. The inner and outer shafts 38 and 39 are mounted respectively on the internal bearings 49 and external bearings 50.

Валы 38 и 39 с соответствующими им роторами вращаются в противоположные стороны. Это позволяет исключить реактивный момент, поворачивающий фюзеляж 1 в противоположную сторону и упростить управление вертолетом.Shafts 38 and 39 with their respective rotors rotate in opposite directions. This eliminates the reactive moment, turning the fuselage 1 in the opposite direction and simplify the control of the helicopter.

На фиг. 4 приведена упрощенная схема винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, первый вариант.In FIG. 4 shows a simplified diagram of a turbofan gas turbine engine 5, the first option.

На фиг. 5 приведен второй вариант винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, который дополнительно содержит форсажную камеру 51 с форсажным коллектором 52 (с форсунками) внутри и форсажную топливную систему 36.In FIG. 5 shows a second embodiment of a gas turbine engine 5, which further comprises an afterburner 51 with an afterburner manifold 52 (with nozzles) inside and an afterburner fuel system 36.

Форсажная топливная система 53 содержит топливопровод 54 с установленным в нем форсажным насосом 55, к которому присоединен привод 56. Топливопровод 54 соединен с форсажным коллектором 52.The afterburner fuel system 53 comprises a fuel line 54 with an afterburner pump 55 installed therein, to which a drive 56 is connected. The fuel line 54 is connected to the afterburner manifold 52.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 вертолета (фиг. 1).A gas turbine engine 5 is mounted vertically in the center of mass of the fuselage 1 of the helicopter (Fig. 1).

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 gas turbine engine 9 of the helicopter, the first option is rotated 90 °.

Винтовентиляторный ГТД 2, как упомянуто ранее, содержит внутренний вал 38, установленный на внутренних опорах 49 и внешний вал 39, установленный на внешних опорах 50.The rotor-type gas turbine engine 2, as mentioned earlier, comprises an internal shaft 38 mounted on the internal bearings 49 and an external shaft 39 mounted on the external bearings 50.

Винтовентиляторный ГТД 5 (фиг. 7) содержит статор компрессора 32, два ротора компрессора первый - 33 и второй - 34, выполненные с возможность вращения в противоположном направлении и без направляющих аппаратов между ними, статор турбины 35, и два ротора турбины: первый 36 и второй 37, также выполненные с возможностью вращения в противоположные стороны и без сопловых аппаратов между ними. С внешним валом 39 связан внутренний редуктор 41, к которому присоединены вспомогательный вал отбора мощности 40 для отбора мощности на вспомогательные агрегаты, например, электрогенератор. Первый ротор компрессора 33 и второй ротор турбины 20 соединены внутренним валом 21. Второй ротор компрессора 17 и первый ротор турбины 37 соединены внешним валом 39.The rotor-type gas turbine engine 5 (Fig. 7) comprises a compressor stator 32, two compressor rotors, the first 33 and second 34, made with the possibility of rotation in the opposite direction and without guide vanes between them, the turbine stator 35, and two turbine rotors: the first 36 and the second 37, also made with the possibility of rotation in opposite directions and without nozzle devices between them. An external gearbox 41 is connected to the external shaft 39, to which an auxiliary power take-off shaft 40 is connected for power take-off to auxiliary units, for example, an electric generator. The first rotor of the compressor 33 and the second rotor of the turbine 20 are connected by an internal shaft 21. The second rotor of the compressor 17 and the first rotor of the turbine 37 are connected by an external shaft 39.

Применение биротативной схемы винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 уменьшит его осевой габарит, вес и устранит реактивный момент, действующий на фюзеляж 1. Кроме того, гироскопические эффекты от двух роторов, вращающихся в противоположном направлении взаимно компенсируются. Это позволит значительно упростить управление вертолетом.The use of a rotational scheme for a gas turbine engine 5 will reduce its axial dimension, weight and eliminate the reactive moment acting on the fuselage 1. In addition, the gyroscopic effects from two rotors rotating in the opposite direction are mutually compensated. This will greatly simplify the management of the helicopter.

На фиг. 8 приведена конструкция винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 вертолета, 2-й вариант, с форсажной камерой, повернуто на 90°.In FIG. Figure 8 shows the design of a rotor-propelled gas-turbine engine 5 of a helicopter, the 2nd option, with a afterburner, is rotated 90 °.

Дополнительно к первому варианту между биротативной турбиной 31 и внутренним соплом 44 расположена форсажная камера 51 с форсажным коллектором 52 для впрыска топлива на форсажных режимах.In addition to the first option, between the birotational turbine 31 and the inner nozzle 44 there is an afterburner 51 with an afterburner manifold 52 for injecting fuel in afterburner modes.

Форсажная топливная система 53 содержит топливопровод 54 с установленным в нем форсажным насосом 55, к которому присоединен привод 56. Топливопровод 37 соединен с форсажным коллектором 35.The afterburner fuel system 53 comprises a fuel line 54 with an afterburner pump 55 installed therein, to which a drive 56 is connected. The fuel line 37 is connected to the afterburner 35.

Маршевые двигатели 3 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.Marching engines 3 can be made in the form of a turboprop engine or in the form of a gas turbine engine.

На фиг. 9 приведена кинематическая схема соединения валов биротативного винтоветилятора.In FIG. Figure 9 shows the kinematic diagram of the connection of the shafts of the biotic rotator.

На фиг. 10 приведено внутренне сопло 44 с регулируемым вектором тяги.In FIG. 10 shows an internal nozzle 44 with an adjustable thrust vector.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 может иметь второй вал отбора мощности 58 (фиг. 3) для привода других вспомогательных агрегатов, например, системы кондиционирования кабины пилотов вертолета.The gas turbine engine 5 may have a second power take-off shaft 58 (FIG. 3) for driving other auxiliary units, for example, the air conditioning system of the helicopter cockpit.

Внутренне сопло 44 с регулируемым вектором тяги одержит неподвижную часть 59, поворотную часть 60, соединенные цилиндрическими цапфами 61 и гидроцилиндр 62 с системой рычагов 63 (фиг. 3, 4 и 12).Inner nozzle 44 with an adjustable thrust vector will have a fixed part 59, a rotary part 60 connected by cylindrical pins 61 and a hydraulic cylinder 62 with a lever system 63 (Figs. 3, 4 and 12).

Внешнее сопло 57 с регулируемым вектором тяги содержит неподвижную часть 64, поворотную часть 65, соединенные вторыми цилиндрическими цапфами 66 и второй гидроцилиндр 67 с системой рычагов 68 соединяющей второй гидроцилиндр 67 с поворотной частью 65 (фиг. 3, 4 и 12).The external nozzle 57 with an adjustable thrust vector comprises a fixed part 64, a rotary part 65 connected by second cylindrical trunnions 66 and a second hydraulic cylinder 67 with a lever system 68 connecting the second hydraulic cylinder 67 to the rotary part 65 (Figs. 3, 4 and 12).

На фиг. 11 приведена схема роторов биротативного винтовентилятора 9.In FIG. 11 is a diagram of rotors of a rotational fan heater 9.

На фиг. 12 приведена схема управления лопастями 13 биротативного винтовентилятора 9, которая содержит корпус ступицы 69, ведомую шестерню 70 в полости 71, соединенную с осью 14 и контактирующую с зубчатой рейкой 72.In FIG. 12 shows a control circuit for the blades 13 of the birobotent rotor fan 9, which comprises a hub housing 69, a driven gear 70 in the cavity 71, connected to the axis 14 and in contact with the gear rack 72.

Далее система управления углами атаки лопастей 13 иллюстрируется на первой роторной ступени винтовентилятора 12. Схема управления углами атаки лопастей 13 для второй ступени винтовентилятора 16 аналогична.Next, the control system for the angles of attack of the blades 13 is illustrated on the first rotor stage of the fan heater 12. The control circuit for the angles of attack of the blades 13 for the second stage of the fan 16 is similar.

У каждой лопасти 13 выполнена ось 14, на конце которой установлена ведомая шестерня 70. Ведомая шестерня 70 установлена в полости 71, выполненной в корпусе ступицы 69. С каждой ведомой шестерней 70 контактирует зубчатая рейка 72, с которой соединен привод 73.Each blade 13 has an axis 14, at the end of which a driven gear 70 is installed. The driven gear 70 is installed in a cavity 71 made in the hub housing 69. A gear rack 72 is connected to each driven gear 70, to which the drive 73 is connected.

Система управления углами атаки β лопастей 13 позволяет управлять углом атаки β несинхронно и тем самым создавать дополнительную реактивную тягу от биротативного винтовентилятора 9 и управлять перемещением вертолета как по курсу, так и в перпендикулярной плоскости при отказе механизмов управления поворотом сопел 44 и 57.The angle of attack control system β of the blades 13 allows you to control the angle of attack β asynchronously and thereby create additional reactive thrust from the rotational propeller 9 and control the movement of the helicopter both in the direction and in the perpendicular plane in case of failure of the control mechanisms for the rotation of nozzles 44 and 57.

Двигательная установка вертолета содержит блок управления 74, предназначенный для управления вертолетом, в том числе вектором тяги и углами атаки β лопастей 13, который линиями связи 75 соединен с приводом 73 и гидроцилиндрами 68 и 67 (фиг. 12).The helicopter propulsion system comprises a control unit 74, designed to control the helicopter, including the thrust vector and angles of attack β of the blades 13, which is connected by a communication line 75 to the drive 73 and hydraulic cylinders 68 and 67 (Fig. 12).

На фиг 13 и 14 приведен процесс изменения угла атаки β лопастей 13 биротативного винтовентилятора 9. При этом изменение углов атаки β лопастей 13 может производиться рассогласовано.Figures 13 and 14 show the process of changing the angle of attack β of the blades 13 of the birobative rotor fan 9. In this case, changing the angle of attack of the β blades 13 can be mismatched.

РАБОТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариантHELICOPTER POWER PLANT OPERATION IN NORMAL MODE, 1 option

Сначала запускают и прогревают винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 в режиме «малого газа» (фиг. 1 и 3). Для этого внешний вал 39 раскручиваю через вспомогательный вал отбора мощности 40 и внутренний редуктор 41 стартером (стартер на фиг. 1-l4 не показан). Привод 48 раскручивает топливный насос 47 основной топливной системы 45 и топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 46 подается в форсунки 43 камеры сгорания 42. Продукты сгорания проходят через биротативную турбину 14. Мощность с биротативной турбины 14 передается на биротативный компрессор 30, который сжимает воздух, идущий через него. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 42 для поддержания процесса горения.First start and warm up the gas turbine engine 5 in the "low gas" mode (Fig. 1 and 3). For this, the external shaft 39 is untwisted through the auxiliary power take-off shaft 40 and the internal gearbox 41 by a starter (the starter is not shown in Figs. 1-l4). The drive 48 spins the fuel pump 47 of the main fuel system 45 and the fuel (aviation kerosene) is supplied through the fuel line 46 to the nozzles 43 of the combustion chamber 42. The combustion products pass through the biotational turbine 14. The power from the biotic turbine 14 is transmitted to the biotic turbine 14, which compresses the air, going through it. Compressed air is supplied to the combustion chamber 42 to maintain the combustion process.

Реактивная тяга винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, создаваемая внутренним соплом 44 и внешним соплом 63 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги биротативного винтовентилятора 9 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме.The jet thrust of the rotor-propelled gas turbine engine 5, created by the internal nozzle 44 and the external nozzle 63 is transmitted to the fuselage 1, which, in combination with the traction force of the bi-rotational propeller fan 9, ensures takeoff, flight of the helicopter and its landing in normal mode.

Холодный воздух, истекающий из внешнего сопла 63, смешиваясь с продуктами сгорания, истекающими из внутреннего сопла 44 снижает температуру реактивной струи и тем самым повышает безопасность взлета и посадки.Cold air flowing from the external nozzle 63, mixing with the combustion products flowing from the internal nozzle 44 reduces the temperature of the jet stream and thereby increases the safety of take-off and landing.

После прогрева винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 его основную топливную систему 45 переводят на «взлетный режим». Вертолет вертикально взлетает.After warming up the propeller-driven gas turbine engine 5, its main fuel system 45 is switched to “take-off mode”. The helicopter takes off vertically.

Совместная тяговооруженность биротативного винтовентилятора 9 с учетом второго контура 29 и сопел 44 и 57 на номинальном режиме составляет 1,05…1,1.The joint thrust-weight ratio of the rotational propeller fan 9, taking into account the second circuit 29 and nozzles 44 and 57 in the nominal mode, is 1.05 ... 1.1.

Горизонтальная составляющая тяги создается при помощи маршевых двигателей 3 и 4 (фиг. 2 и 4). Управление вертолетом при маневрах может осуществляться рассогласование силы тяги маршевых двигателей 3 и 4.The horizontal component of the thrust is created using the marching engines 3 and 4 (Fig. 2 and 4). The control of the helicopter during maneuvers can be carried out by the mismatch of the thrust of the mid-flight engines 3 and 4.

Одновременно возможно выполнение резкого маневра поворотом поворотной части 60 твнутреннего сопла 44 и поворотной части 65 внешнего сопла 57.At the same time, a sharp maneuver is possible by turning the rotary part 60 of the inner nozzle 44 and the rotary part 65 of the outer nozzle 57.

На фиг 14 приведен процесс изменения угла атаки лопасти 13.On Fig shows the process of changing the angle of attack of the blade 13.

По команде с блока управления 74 привод 73 поворачивает лопасти 13 (фиг. 13) в нужном направлении. Угол атаки β изменяется (фиг. 13 и 14).On command from the control unit 74, the actuator 73 rotates the blades 13 (Fig. 13) in the desired direction. The angle of attack β changes (Fig. 13 and 14).

За счет поворотных сопел: внутреннего 44 и внешнего 57, рассогласования силы тяги маршевых двигателей 3 и 4 и управления углами атаки β лопастей 13 биротативного винтовентилятора 9 можно значительно улучшить маневренность вертолета, что позволит ему вступать в бой с современными истребителями и уклоняться от поражения ракетами всех классов (земля-воздух и воздух-воздух).Due to the rotary nozzles: internal 44 and external 57, mismatch of the thrust force of the marching engines 3 and 4 and control of the angles of attack β of the blades 13 of the rotational propeller fan 9, it is possible to significantly improve the maneuverability of the helicopter, which will allow it to engage in combat with modern fighters and avoid all missile attacks classes (ground-to-air and air-to-air).

РАБОТА СИОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ, первый вариант при поломке биротативного винтовентилятора.EMERGENCY CIRCUIT INSTALLATION OPERATION IN EMERGENCY MODE, the first option in case of breakdown of the biotic propeller fan.

При поломке биротативного винтовентилятора 9 увеличивают подачу топлива в основной топливной системе 45 в 1,1-1,2 раза. Реактивной тяги, создаваемой соплами 44 и 57 будет достаточно для мягкой посадки вертолета.In the event of a breakdown of the birobot propeller fan 9, the fuel supply in the main fuel system 45 is increased 1.1-1.2 times. The thrust generated by nozzles 44 and 57 will be enough for a soft landing of the helicopter.

РАБОТА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ со вторым вариантом двухконтурного ГТДHELICOPTER POWER PLANT OPERATION IN EMERGENCY MODE with the second version of the double-circuit gas turbine engine

При значительном снижении силы тяги винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 по любым причинам в этом варианте форсажный насос 55 подает топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 54 в форсажный коллектор 52 форсажной камеры 51, где воспламеняется при помощи запальника (запальник на фиг. 1-14 не показан). Реактивная тяга, создаваемая соплами 44 и 57 значительно увеличивается. Продукты сгорания через внутреннее сопло 44 истекают вертикально вниз, эжектируя воздух через внешнее сопло 57.With a significant decrease in the traction force of the gas turbine engine 5 for any reason, in this embodiment, the afterburner pump 55 delivers fuel (aviation kerosene) through the fuel line 54 to the afterburner manifold 52 of the afterburner 51, where it is ignited by the ignitor (the ignitor in Fig. 1-14 is not shown ) The jet thrust generated by nozzles 44 and 57 is significantly increased. The combustion products through the inner nozzle 44 flow vertically downward, ejecting air through the outer nozzle 57.

Тяга, создаваемая соплами 44 и 57, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что обеспечивает аварийную посадку вертолета ценой очень большого расхода топлива.The thrust created by nozzles 44 and 57 increases by 2 ... 3 times compared with the after-blow mode, which ensures an emergency landing of the helicopter at the cost of very high fuel consumption.

Применение форсажной камеры 51 в винтовентиляторном газотурбинном двигателе 5 позволяет спроектировать винтовентиляторный ГТД 5 меньших габаритов и веса, что очень важно, так как использование максимальных возможностей винтовентиляторного ГТД 5 приходится применять чрезвычайно редко.The use of afterburner chamber 51 in a turbofan gas turbine engine 5 makes it possible to design a turbofan gas turbine engine 5 of smaller dimensions and weight, which is very important, since it is extremely rare to use the maximum capabilities of a turbofan gas turbine engine 5.

Горизонтальная составляющая тяги создается (фиг. 12) поворотом при помощи гидроцилиндра 62 поворотной части 60 внутреннего сопла 44 относительно неподвижной части 59 и согласованного поворота при помощи второго гидроцилиндра 67 поворотной части 65 внешнего сопла 57 в ту же сторону.The horizontal component of the thrust is created (Fig. 12) by rotation with the hydraulic cylinder 62 of the rotary part 60 of the inner nozzle 44 relative to the stationary part 59 and a coordinated rotation with the second hydraulic cylinder 67 of the rotary part 65 of the outer nozzle 57 in the same direction.

Привод второй роторной ступени винтовентилятора 16 (фиг. 4) от маршевых двигателей 3 и 4 позволяет продолжить полет боевого ударного вертолета при отказе одного из двигателей или поломке одной из роторных ступеней винтовентилятора 12 или 16. Это дополнительно увеличит надежность и живучесть вертолета.The drive of the second rotor stage of the fan heater 16 (Fig. 4) from the marching engines 3 and 4 allows you to continue the flight of a combat attack helicopter if one of the engines fails or one of the rotor stages of the rotor fan 12 or 16 breaks down. This will further increase the reliability and survivability of the helicopter.

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 вертолетом, сделать его более эффективным,- simplify helicopter control, make it more efficient,

- улучшить технические характеристики вертолета: скорость, высоту подъема вертолета и др. технические, эксплуатационные и боевые характеристики,- improve the technical characteristics of the helicopter: speed, height of the helicopter, etc. technical, operational and combat characteristics,

- значительно улучшить маневренность вертолета за счет поворотных сопел и рассогласования силы тяги маршевых двигателей.- significantly improve the maneuverability of the helicopter due to rotary nozzles and a mismatch in the thrust of the main engines.

Claims (6)

1. Силовая установка летательного аппарата вертикального взлета и посадки, содержащая несколько газотурбинных двигателей, отличающаяся тем, что применено три газотурбинных двигателя: один винтовентиляторный газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором, установленный вертикально в центре масс фюзеляжа, и два маршевых двигателя, при этом винтовентиляторный газотурбинный двигатель выполнен с винтовентилятором с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, 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, при этом лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнено внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги, а маршевые двигатели валами отбора мощности соединены с редуктором.1. The power plant of the aircraft vertical take-off and landing, containing several gas turbine engines, characterized in that three gas turbine engines are used: one turbofan gas turbine engine for vertical take-off with a reducer, mounted vertically in the center of mass of the fuselage, and two cruising engines, while the turbofan the gas turbine engine is made with a fan heater with two rotor stages, made with the possibility of rotation of the blades in opposite directions, and connecting a biotic compressor and a biotic turbine installed with the two shafts installed inside the inner casing, with the formation of a second circuit between the outer and inner casings, while the fan blades are made with the possibility of asynchronous change of the angles of attack, and behind the birobative turbine there is an internal nozzle with an adjustable thrust vector and main engines with power take-off shafts are connected to the gearbox. 2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что выполнено внешнее сопло с регулируемым вектором тяги.2. The power plant according to claim 1, characterized in that an external nozzle with an adjustable thrust vector is made. 3. Силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя выполнена форсажная камера.3. The power plant according to claim 1 or 2, characterized in that an afterburner chamber is made between the birobotative turbine and the internal nozzle of the gas turbine engine. 4. Силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что винтовентиляторный газотурбинный двигатель валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами.4. The power plant according to claim 1 or 2, characterized in that the turbofan gas turbine engine with a power take-off shaft is connected to auxiliary units. 5. Силовая установка по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что маршевые двигатели выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей.5. The power plant according to claim 1 or 2, characterized in that the marching engines are made in the form of turboprop gas turbine engines. 6. Силовая установка по п. 6, отличающаяся тем, что маршевые двигатели выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей.6. The power plant according to claim 6, characterized in that the marching engines are made in the form of turbojet gas turbine engines.

Images