RU2764860C1 - Силовая установка вертолета одновинтовой схемы - Google Patents
Силовая установка вертолета одновинтовой схемы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2764860C1 RU2764860C1 RU2021127153A RU2021127153A RU2764860C1 RU 2764860 C1 RU2764860 C1 RU 2764860C1 RU 2021127153 A RU2021127153 A RU 2021127153A RU 2021127153 A RU2021127153 A RU 2021127153A RU 2764860 C1 RU2764860 C1 RU 2764860C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- free turbine
- receiver
- fuselage
- power plant
- annular
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/06—Helicopters with single rotor
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/12—Rotor drives
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
- F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
- F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок скоростных и беспилотных вертолетов. Силовая установка вертолета одновинтовой схемы содержит двигатели, снабженные газогенераторными блоками (1), свободную турбину (6). Газогенераторные блоки (1) двигателей соединены с эжектором первой ступени (2), переходящим в закрепленный на фюзеляже кольцевой торообразный ресивер (3), по бокам от которого находятся перепускные клапаны (4). Над ресивером располагается кольцевое перекрывное устройство (5) воздуховода свободной турбины (6). Свободная турбина (6) содержит вентилятор (15), имеющий общий вал с несущим винтом (17). Регулируемое сопло эжектора второй ступени (7) переходит к реактивному соплу (18) и газодинамическим рулям поворота (8) в хвостовой части фюзеляжа. В центральной части фюзеляжа закреплены электрогенератор (9), гидронасос (10) и коробка приводов (11). Спереди и сзади относительно кольцевого ресивера (3) расположены теплообменник (12) маслосистемы двигателя и теплообменник (13) маслосистемы свободной турбины (6) соответственно, каждый из которых связан с продувными каналами (14). Достигается повышение безопасности полета вертолета на снижении, повышение надежности летательного аппарата, увеличение кпд системы пропульсивной тяги. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к вертолетостроению и может применяться в конструкции силовой установки скоростных и беспилотных вертолетов.
Известна конструкция силовой установки вертолета Hughes XV-9A (см. веб-страницу http://www.airwar.ru/enc/xplane/xv9.html#camo), включающая двигатели, обеспечивающие подачу рабочих газов из камер сгорания на сопла, установленные на концах лопастей несущего винта; каналы газовой системы, снабженные клапанами-заслонками; а также электрогенератор и прочие агрегаты.
Известна конструкция силовой установки вертолетов Ми-8 (см. Техническое описание «Вертолет МИ-8», М. - Машиностроение, 1970 г., стр. 92, рис. 107), которая включает в себя шестеренчатые редукторы и трансмиссионные валы, передающие крутящие моменты от свободных турбин двигателей к несущему винту, рулевому винту, электрогенераторам, вентилятору охлаждения и пр.. Известные силовые установки вертолетов вследствие использования шестеренчатых редукторов и трансмиссионных валов обладают высокой материалоемкостью при эксплуатации и в период ремонта. Кроме того, такие силовые установки обладают значительным весом, являющимся нежелательным свойством установки для применения в вертолете.
Известна силовая установка вертолета, наиболее близкая заявляемому изобретению (патент GB627117, В64С27/18, публ. 28.07.1949 г.), в которой ротор приводится в движение реактивными струями на концах лопастей. Двигатель снабжен газовой турбиной и компрессором. Подача рабочих газов разделена на две части, одна из которых подходит к турбине, а другая к реактивным соплам.
Недостатком известной системы является большой расход воздуха, проходимого через двигатель, что снижает общий КПД.
Технической проблемой, решаемой заявляемым изобретением, является создание силовой установки, обладающей меньшим весом и более простой конструкцией, содержащей технологически оптимальную систему подачи газов.
Техническим результатом является упрощение конструкции, повышение безопасности полета вертолета на снижении, повышение надежности летательного аппарата, увеличение КПД системы пропульсивной тяги.
Для достижения технического результата предлагается силовая установка вертолета одновинтовой схемы, содержащая двигатели, снабженные газогенераторными блоками 1, свободную турбину 6, теплообменники 12, 13, в соответствии с заявляемым изобретением отличающаяся тем, что газогенераторные блоки 1 двигателей соединены с эжектором первой ступени 2, переходящим в закрепленный на фюзеляже кольцевой торообразный ресивер 3, по бокам от которого находятся перепускные клапаны 4, над ресивером располагается кольцевое перекрывное устройство 5 воздуховода свободной турбины 6, свободная турбина 6 содержит вентилятор 15, имеющий общий вал с несущим винтом 17, регулируемое сопло эжектора второй ступени 7 переходит к реактивному соплу 18 и газодинамическим рулям поворота 8 в хвостовой части фюзеляжа, в центральной части фюзеляжа закреплены электрогенератор 9, гидронасос 10 и коробка приводов 11, при этом теплообменник 12 маслосистемы двигателя и теплообменник 13 маслосистемы свободной турбины 6 состоят из двух блоков, связанных с продувными каналами 14.
Кроме того, корпусы ресивера 3 и свободной турбины 6 закрыты противопожарными кожухами.
Применение кольцевого торообразного ресивера 3 и регулируемого эжектора второй ступени 7, сопло которого переходит к реактивному соплу 18, позволяет расширять проходное сечение на входе в свободную турбину 6, тем самым увеличивая подъемную силу и КПД системы пропульсивной тяги.
Предлагаемая система в целом повышает безопасность полета вертолета на снижении и уменьшает вес конструкции.
Устройство силовой установки вертолета одновинтовой схемы поясняется чертежами:
• на фигуре 1 изображен общий вид силовой установки;
• на фигуре 2 - вид сверху силовой установки.
Силовая установка может применяться на вертолете, имеющем жесткий несущий винт 17 с механизмом изменения угла атаки лопастей.
Вертолет содержит фюзеляж (не показан), над потолком которого расположена предлагаемая силовая установка, состоящая из газогенераторных блоков 1 двигателей, соединенных с эжектором первой ступени 2, переходящим в кольцевой торообразный ресивер 3, закрепленный на фюзеляже, по бокам от него находятся перепускные клапаны 4. Над ресивером располагается кольцевое перекрывное устройство воздуховода свободной турбины 5, ведущее поток воздуха на тихоходную свободную турбину 6, включающую в себя вентилятор колеса турбины 15 и имеющую общий вал с несущим винтом 17, либо направляющее этот поток на регулируемое сопло эжектора второй ступени 7 и ведущее к реактивному соплу 18 и газодинамическим рулям поворота 8.
В центральной части закреплены электрогенератор 9, гидронасос 10 и коробка приводов 11.
Также по правому и левому бортам вертолета относительно кольцевого ресивера 3 расположены теплообменник 12 маслосистемы двигателя и теплообменник 13 маслосистемы свободной турбины 6 соответственно, каждый из которых состоит из двух блоков, связанных с продувными каналами 14.
Рядом с газогенераторными блоками 1 находятся стартер-генераторы 16.
Силовая установка содержит двигатели, кольцевой торообразный с верхним выводом ресивер 3, в который поступают рабочие газы из газогенераторных блоков 1 двигателей, лишенных собственных свободных турбин и связанных с общей свободной турбиной 6, установленной вертикально так, что вал несущего винта 17 является общим с валом данной свободной турбины 6; на горизонтальном выводе газов из ресивера расположено регулируемое реактивное сопло 18 пропульсивной тяги.
Верхний вывод ресивера снабжен кольцевым регулятором проходного сечения 5 на входе в свободную турбину 6, обеспечивающим его полное открытие до максимально задросселированного к моменту расширения проходного сечения реактивного сопла.
Каждый ввод рабочих газов от двигателя в ресивер 3 выполнен в виде газовоздушного эжектора первой ступени 2 для обеспечения подачи наружного воздуха, предназначенного для охлаждения теплообменника 12 маслосистемы данного двигателя.
Система пропульсивной тяги также выполнена в виде эжектора второй ступени 7, присоединяющего воздух из подкапотного пространства вертолета для охлаждения теплообменника 13 маслосистемы свободной турбины и далее выбрасывающего через систему газодинамических рулей поворота 8 в атмосферу всю массу рабочего тела для создания реактивной тяги. Корпусы ресивера 3 и свободной турбины 6 закрыты противопожарными кожухами 19. Пространство между упомянутыми кожухами и корпусами продувается воздухом, отсасываемым эжекторами первой ступени 2 и второй ступени 7 по каналам 14. Выхлопные газы после свободной турбины 6 охлаждаются воздухом, нагнетаемым вентилятором 15, встроенным в конструкцию свободной турбины 6.
Эжектор первой ступени 2 охлаждает присоединенным наружным воздухом масляные теплообменники 12 двигателей и обеспечивает подачу рабочих газов в ресивер 3, а эжектор второй ступени 7 и обеспечивает их вывод из ресивера 3 в реактивное сопло 18 и на газодинамические рули поворота 8.
Параметры свободной турбины 6 выбирают исходя из заданных параметров несущей системы, таких как диаметр несущего винта 17, угол атаки его плоскости вращения, диапазон изменения частоты вращения и угла атаки лопастей при переходе с взлетного режима на горизонтальный с увеличением скорости полета.
Силовая установка вертолета одновинтовой схемы работает следующим образом.
Несущий винт 17 создает подъемную силу при взлете вертолета с помощью рабочих газов, которые плавно перенаправляют на пропульсивную реактивную тягу после набора необходимой высоты, позволяя снизить обороты несущего винта до минимальных для поддержания необходимой подъемной силы.
Газогенераторные блоки 1 двигателей подают рабочие газы в общий ресивер 3, из которого они поступают:
• на режиме висения, вертикального полета на свободную турбину 6, рассчитанную на суммарную мощность всех двигателей, имеющую один общий вал с несущим винтом, создающим подъемную силу;
• на режиме горизонтального полета на регулируемое реактивное сопло 18 для создания пропульсивной тяги.
В полете вертолета выход рабочих газов из ресивера 3 на свободную турбину 6 дросселируется, уменьшая частоту вращения несущего винта 17 до минимально необходимой для поддержания подъемной силы одновременно с эквивалентным расширением площади проходного сечения регулируемого сопла эжектора второй ступени 7 для увеличения пропульсивной тяги. На режимах висения и вертикального полета дросселируется сопло эжектора второй ступени 7, а площадь проходного сечения на входе в свободную турбину 6 расширяется, увеличивая подъемную силу по мере увеличения частоты вращения винта 17 и угла атаки лопастей.
Во время запуска двигателей на земле заслонки 5 поворачиваются, при этом изменяется угол их наклона, а оба выхода газов из ресивера 3 полностью открываются для минимизации сопротивления стартер-генераторам 16 на коробках приводов 11 самих двигателей.
Система пропульсивной тяги выполнена в виде эжектора второй ступени 7. Эжектор второй ступени 7, присоединяя воздух из подкапотного пространства, охлаждает всю газовоздушную смесь, превращая ее в рабочее тело для увеличения пропульсивной тяги.
При всех режимах полета вертолета или на земле через регулируемое реактивное сопло 18 пропускается достаточное количество рабочих газов для работы газодинамических рулей поворота 8 на земле и в воздухе.
Предлагаемая конструкция повышает безопасность полета вертолета на снижении в связи с тем, что при отсутствии трансмиссии уменьшается сопротивление при раскрутке несущего винта 17 от набегающего потока.
Предлагаемая конструктивная схема силовой установки существенно снижает материалоемкость при эксплуатации и в период ремонта на изготовление и снижает вес конструкции, а благодаря отсутствию трансмиссии увеличивается надежность летательного аппарата и повышается кпд системы пропульсивной тяги.
Claims (2)
1. Силовая установка вертолета одновинтовой схемы, содержащая двигатели, снабженные газогенераторными блоками (1), свободную турбину (6), теплообменники (12, 13), отличающаяся тем, что газогенераторные блоки (1) двигателей соединены с эжектором первой ступени (2), переходящим в закрепленный на фюзеляже кольцевой торообразный ресивер (3), по бокам от которого находятся перепускные клапаны (4), над ресивером располагается кольцевое перекрывное устройство (5) воздуховода свободной турбины (6), при этом свободная турбина (6) содержит вентилятор (15), имеющий общий вал с несущим винтом (17), регулируемое сопло эжектора второй ступени (7) переходит к реактивному соплу (18) и газодинамическим рулям поворота (8) в хвостовой части фюзеляжа, в центральной части фюзеляжа закреплены электрогенератор (9), гидронасос (10) и коробка приводов (11), при этом теплообменник (12) маслосистемы двигателя и теплообменник (13) маслосистемы свободной турбины (6) состоят из двух блоков, связанных с продувными каналами (14).
2. Силовая установка по п. 1, отличающаяся тем, что корпусы ресивера (3) и свободной турбины (6) закрыты противопожарными кожухами (19).
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021127153A RU2764860C1 (ru) | 2021-09-15 | 2021-09-15 | Силовая установка вертолета одновинтовой схемы |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2021127153A RU2764860C1 (ru) | 2021-09-15 | 2021-09-15 | Силовая установка вертолета одновинтовой схемы |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2764860C1 true RU2764860C1 (ru) | 2022-01-21 |
Family
ID=80445305
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2021127153A RU2764860C1 (ru) | 2021-09-15 | 2021-09-15 | Силовая установка вертолета одновинтовой схемы |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2764860C1 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU217024U1 (ru) * | 2022-12-30 | 2023-03-14 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Силовая установка вертолета соосной схемы |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB627117A (en) * | 1947-04-22 | 1949-07-28 | Friedrich List Doblhoff | Improvements in or relating to jet-propelled rotary wing aircraft |
| GB2041091A (en) * | 1979-02-03 | 1980-09-03 | Cozman L M | Augmenting propulsion thrust of a vehicle |
| RU2362027C1 (ru) * | 2008-03-28 | 2009-07-20 | Владимир Леонидович Письменный | Мобильная энергетическая установка |
| US20130086906A1 (en) * | 2010-07-06 | 2013-04-11 | Turbomeca | Heat-exchange architecture built into the exhaust of a turbine engine |
| RU203680U1 (ru) * | 2020-11-06 | 2021-04-15 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Силовая установка скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) |
-
2021
- 2021-09-15 RU RU2021127153A patent/RU2764860C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB627117A (en) * | 1947-04-22 | 1949-07-28 | Friedrich List Doblhoff | Improvements in or relating to jet-propelled rotary wing aircraft |
| GB2041091A (en) * | 1979-02-03 | 1980-09-03 | Cozman L M | Augmenting propulsion thrust of a vehicle |
| RU2362027C1 (ru) * | 2008-03-28 | 2009-07-20 | Владимир Леонидович Письменный | Мобильная энергетическая установка |
| US20130086906A1 (en) * | 2010-07-06 | 2013-04-11 | Turbomeca | Heat-exchange architecture built into the exhaust of a turbine engine |
| RU203680U1 (ru) * | 2020-11-06 | 2021-04-15 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Силовая установка скоростного комбинированного вертолета (винтокрыла) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU217024U1 (ru) * | 2022-12-30 | 2023-03-14 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Силовая установка вертолета соосной схемы |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US20220018262A1 (en) | Mechanically driven air vehicle thermal management device | |
| EP3219964B1 (en) | Engine bleed system with multi-tap bleed array | |
| US2514513A (en) | Jet power plant with boundary layer control for aircraft | |
| US9701395B2 (en) | Contra-rotating open rotor distributed propulsion system | |
| CN114060474B (zh) | 涡轮机发动机的齿轮箱效率等级 | |
| CN112664349A (zh) | 推进***架构 | |
| US11655767B2 (en) | Gearbox for an engine | |
| US11453488B2 (en) | Lightweight parallel combustion lift system for vertical takeoff aircraft | |
| US4543785A (en) | Turbo-ram-jet engine | |
| US11454195B2 (en) | Variable pitch fans for turbomachinery engines | |
| US20230250755A1 (en) | Propulsion system configurations and methods of operation | |
| US5246188A (en) | Wing turbines in conjuction with propulsion systems for aircraft and helicopters | |
| JPS58149898A (ja) | プロツプフアン式航空機推進用エンジン | |
| EP2932068A1 (en) | Gas turbine engine with cooling scheme for drive gear system and pitch control | |
| US11773736B2 (en) | Segmented augmented turbine assembly | |
| US4845939A (en) | Gas turbine engine with bypass diverter means | |
| RU2764860C1 (ru) | Силовая установка вертолета одновинтовой схемы | |
| US11946437B2 (en) | Variable pitch fans for turbomachinery engines | |
| RU217024U1 (ru) | Силовая установка вертолета соосной схемы | |
| RU63772U1 (ru) | Реактивный воздушный винт | |
| US3387457A (en) | Combined turbojet and turboprop engine | |
| US2953900A (en) | Combined open-cycle closed-cycle powerplant for aircraft | |
| US20240229743A1 (en) | Variable pitch fans for turbomachinery engines | |
| US12012901B1 (en) | Turbomachinery engines with high-speed low-pressure turbines | |
| EP2331816A2 (en) | Thrust engine |