Способ создания тяги и силовая установка для его реализации

Способ относится к двигателестроению и может быть использован для скоростных вертопланов. Потоки воздуха, всасываемые компрессором (61) из сферического воздухозаборника (65), в процессе перемещения образуют закрученные по окружности кольцевые вихри и вызывают возникновение подъемной силы. На входе в безстаторный компрессор (61) вихревые потоки захватываются и сжимаются спиралевидными встречно вращающимися лопастями (5, 6). Одна часть сжатого воздуха из ресивера (36) подается в детонационные камеры сгорания (59) стационарного газогенератора (28), смешивается с горючим. Продукты сгорания в виде ударных волн выбрасываются на лопатки турбины (56), кинематически связанной с компрессором (61) и обеспечивающей работу компрессора (61) несущего винта (11) и мотор-генератора (15). В камерах сгорания (59) образуется вакуум, который вызывает приток горючего и новой порции воздуха из ресивера (36). Происходит непрерывный пульсирующий процесс газообразования. Продукты сгорания, передав кинетическую энергию на лопатки турбины, выбрасываются в реактивное сопло (38, 64), образуя пропульсивную тягу. Другая часть сжатого воздуха из ресивера (36) подается в маршевые ПуВРД (66) для наддува. При переходе в самолетный режим весь объем сжатого воздуха передается в маршевые ПуВРД (66). Обеспечивается повышение энергетической эффективности процесса получения тяги.15 ил.

 

Изобретение относится к авиации и космонавтике и может быть использовано на летательных аппаратах с вертикальным взлетом и посадкой и в двигателестроении.

В практике авиастроения существует множество способов создания тяги путем прямого преобразования тепловой энергии химического топлива в механическую энергию вращательного движения с помощью роторных прямоточных или пульсирующих двигателей. Основным и предпочтительным аргументом роторных конструкций явилось желание использовать энергию реактивной струи для получения крутящего момента с помощью самых легких, энергоемких и простых по конструкции прямоточных и пульсирующих ВРД. Располагая их на концах лопастей вертолета, на вращающихся штангах (опорах) предполагали получить требуемые значения тяги более легким, мало затратным способом. Главное при этом было желание полностью или частично исключить из конструкции летательного аппарата тяжелые, сложные, габаритные и дорогие поршневые или турбореактивные двигатели. Однако, несмотря на такое явное преимущество и достоинство роторных компоновок ПВРД и ПуВРД, из-за возникающего множества сложных моментов и противоречий, тормозящих внедрение данных способов создания тяги, этого, пока не удалось достичь.

Известен способ создания тяги, описанный в патенте RU 2184262. В нем два и более реактивных пульсирующих двигателей, закрепленных на одной оси вращения, создают пару сил и крутящий момент на валу. Происходит прямое преобразование энергии реактивной струи в механическую энергию и далее через дополнительные устройства, например, воздушные винты в тягу. При всех достоинствах такого способа нельзя считать его оптимальным. Причиной может быть снижение тяги за счет потери энергии от лобового сопротивления вращающихся труб двигателя на больших оборотах ротора (4000-6000 об/мин). Образующаяся боковая воздушная волна сопротивления при наличии значительных по величине центробежных сил может нарушить систему скачков во входных диффузорах реактивных двигателей. Так же затруднена работа аэродинамического затвора и, как следствие, понижение тяги. Это происходит от торможения основного потока воздуха встречным потоком, образуемым центробежными силами во внутренних диаметрально расположенных каналах реактивных двигателей. Кроме того, имеют место трудности при попытках повторных запусков роторной установки в полетных условиях.

Известен и другой способ создания тяги патент RU 2146637. В нем тяга создается с помощью флюгерных прямоточных двигателей, установленных на концах лопастей несущего винта вертолета. Основной целью изобретения является существенное увеличение горизонтальной скорости полета с помощью усовершенствования конструкции лопастей несущего винта. Лопасти выполнены из двух частей - ведущей и ведомой. Ведущие части лопастей установлены на осевых шарнирах втулки, а ведомые части лопастей установлены на концах ведущих частей на вертикальных шарнирах. Ведомые части лопастей имеют между собой силовую передачу. Посредством силовой передачи ведомые части лопастей, идущие против потока, разгоняют ведомые части лопастей, идущие в спутном потоке. Поставленные задачи решаются в несущем винте вертолета, включающем приводной вал, расположенные на валу автомат перекоса и механизм общего шага, втулку, укрепленную на валу и имеющую осевые шарниры, и установленные на шарнирах лопасти. Лопасти выполнены из двух частей - ведущей и ведомой, ведущая часть лопастей установлена на осевых шарнирах втулки, а ведомые части лопастей установлены на концах ведущих частей на вертикальных шарнирах и имеют между собой силовую передачу. Недостатками известного технического решения является усложнение конструкции лопасти при введении ведущей и ведомой частей, введение: регуляторов подачи топлива для ведомых частей лопастей, противовесов, установленных на свободных концах нескольких или всех ведомых частях лопастей; сложных по конструкции силовых передач между ведомыми частями лопастей с их демпферами, рычагами, шестеренками, зубчатыми рейками, гидроцилиндрами, гидрозамками и др. Лопасти имеют гибкую конструкцию, а «стояночный свес» их тем больше, чем больше длина лопасти и чем больше весят устанавливаемые на лопастях прямоточные двигатели с противовесами. Это исключает введение в сложнонапряженную конструкцию лопасти раздельных составных частей - ведущей и ведомой. Не исключена опасность самопроизвольного выключения хотя бы одного двигателя из-за сбоя аэродинамики, подачи топлива, процессов горения и других отказов в усложненной конструкции. А это - наступление мгновенного дисбаланса с полной потерей управляемости вертолета. Поэтому вопрос надежности и безопасности использования данного способа остается открытым.

Наиболее близким по принципу действия и техническому исполнению к предлагаемому изобретению относится способ создания тяги, изложенный в патенте RU 2013630. В нем авиационный двигатель содержит основной винт с лопастями, ротационно-пластинчатый компрессор, дополнительный винт с турбиной и размещенные на концах лопастей основного винта прямоточных воздушно-реактивных двигателей. Способ заключается в ступенчатом сжатии и промежуточном охлаждения воздуха в компрессоре, подачи его и топлива в камеру сгорания ПВРД с заглушенными входными диффузорами, подготовки топливо воздушной смеси, ее сжигание, раскручивании основного винта, использовании реактивного потока для раскрутки дополнительного винта через жестко связанную с ним вспомогательную турбину и дальнейшем преобразовании аэродинамических свойств профилей встречно вращающихся лопастей винтов в тягу двигателя. Этот способ создания тяги, конструктивно сложный, трудоемкий, имеет невысокий КПД и имеет ограниченное применения. Причины в том, что вводимая в конструкцию вспомогательная турбина с оптимальным диаметром не менее трех метров, состоящая из направляющего аппарата, охлаждаемых лопаток, кольцевого обтекателя, наружного и внутреннего корпусов сложна, нетехнологична, малоэффективна, с низким КПД и имеет большой вес. При раскрутке создается мощный несбалансированный реактивный момент. Из-за цикличности газовых выбросов и прерывистым обдуванием лопаток турбины возникают перекосы и крен опорных стоек вместе с ротором, повышенные вибрации и, как следствие, появление дисбаланса и заклинивание опор. Такая турбина в представленном варианте ближе приближается к простым воздуходувкам. Разные по весу тяжелые роторы, усиленные опорные стойки, пластинчатый компрессор весом более 500 кг ухудшают удельный вес двигателя. Введенная в конструкцию двигателя газовая турбина также не может рассматриваться как достоинство. Это связано с возникновением в производстве больших трудностей изготовления ажурных турбинных кожухов, большого кольцевого обтекателя диаметром не меньше трех метров, сложных и дорогих лопаток (их около 250 шт.), высокоточная сборка, балансировка и др. Они требуют больших трудозатрат и умения, сложных станков, оснастки и инструмента.

В предлагаемом двигателе возникают дополнительные потери от лобового сопротивления турбины от кольцевого обтекателя. Большой вес турбины не позволит раскрутить воздушные винты до оптимальной скорости, равной 200-250 об/мин из-за ограничений по центробежной силе. Поэтому все перечисленные выше недостатки подтверждают неэффективность предложенного способа создания тяги. Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является улучшение тяговых характеристик и повышения энергетической эффективности процесса получения тяги. Поставленная техническая задача, решается тем, что в известных способах создания тяги, заключающихся в сжатии набегающего потока воздуха на входе во вращающиеся пульсирующие ВРД, подаче горючего в камеру смешения, получения продуктов сгорания, детонационном сгорании смеси воздуха с горючим, преобразовании внутренней энергии взрыва в работу силы тяги с вектором тяги, направленным по касательной для преобразования тяги в крутящий момент, периодически повторяющихся процессов детонации, в предлагаемом способе создания тяги мотор-генератор, установленный но оси роторного ПуВРД, предварительно раскручивает ротор двигателя, вертикальный поток воздуха всасывается компрессором, стекая по сферической оболочке, и через наклонные тангенциально расположенные по окружности направляющие, подается в компрессор, при этом образуется мощный вихрь (типа вихря Торнадо), формирующий подъемную силу, далее поток воздуха как бы ввинчивается во входные каналы со стороны торца плоского горизонтального компрессора, образованного встречно вращающимися дисками со спиралевидными лопастями, поток воздуха сжимается и поступает в соосно расположенную с газодинамическим кольцевым уплотнением неподвижную камеру, из камеры по спиралевидным плоским каналам, жестко связанным с вращающимися дисками, сжатый воздух отбрасывается на периферию ротора непосредственно в камеры смешения и детонационного сгорания, расположенные по окружности и жестко соединенные под углом 90 с каналами подвода сжатого воздуха, для создания реактивного потока и преобразования энергии взрыва в крутящий момент и выброса реактивного газов по кольцевому выхлопному соплу в атмосферу, имея предельно большую степень повышения давления воздуха часть его направлена но создание воздушных подушек для вращающихся систем и для изоляции стенок газовоздушного тракта от предельно допустимых значений температур в камерах сгорания, другая часть направлена на вход в маршевые детонационные пульсирующие ВРД для увеличения пропульсивной тяги, при этом с целью утилизации тепла в зону охлаждения стенок двигателя и уплотнительно-опорные паро-воздушные подшипники подается дистиллят воды, который образует в процессе движения водо-топливную эмульсию и проходя через раскаленную часть газовоздушного тракта разлагается на водород и кислород, которые сгорая дают дополнительную тягу, другая часть тепла используется для подогрева впрыскиваемого горючего, после достижения летательным аппаратом заданной высоты и переходе в режим нарастания путевой скорости потребная мощность, затрачиваемая на несущий винт должна находится в пределах 10% от стартовой, поэтому высвобождаемые объемы 90% сжатого воздуха дополнительно перенаправляются в маршевые ПуВРД, увеличивая пропульсивную тягу, в это время мотор-генератор переводится в режим генератора для обогрева несущих лопастей, крыла, салона и подзарядки бортовых источников питания, увеличивающаяся скорость полета обеспечивает через щелевые плоские воздушные каналы наддув воздуха для дополнительного охлаждения внешних обводов роторного ПуВРД, охлаждения дефлекторов и подачи в дополнительные контуры по сжиганию дистиллята воды и создания второго контура для маршевых ПуВРД. Это соответствует техническим результатом изобретения, получаемым при осуществлении заявленного изобретения, позволяющим создание силовой установки с улучшенными характеристиками, значительно упрощенной конструкции, решающей проблему ускоренного создания новых, не имеющих аналогов двигателей для скоростных вертопланов, летающих в два-три раза дальше и расходующих горючего на 40% меньше.

Анализ научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности «новизна». Предложенное изобретение промышленно применимо, так как силовая установка может быть изготовлена промышленным способом, работоспособна, осуществима и воспроизводима, следовательно, соответствует условию патентоспособности ʺпромышленная применимостьʺ. Заявляемая установка содержит стандартные элементы из областей двигателестроения и машиностроения, следовательно, предлагаемое изобретение соответствует критерию «промышленная значимость» Конструкция и принцип действия силовой установки в предложенном изобретении и использовании на летательных аппаратах вертикального взлета и посадки поясняются чертежами, на которых:

фиг. 1 - общий вид силовой установки,

фиг. 2 - сферический воздухозаборник,

фиг. 3 - нижняя обечайка,

фиг. 4 - верхняя обечайка,

фиг. 5 - нижний входной направляющий аппарат,

фиг. 6 - верхний входной направляющий аппарат,

фиг. 7 - нижний диск,

фиг. 8 - верхний диск,

фиг. 9 - компрессор,

фиг. 10 - иллюстрация процесса сжатия потока воздуха,

фиг. 11 - шестеренчатая передача,

фиг. 12 - крепление мотор-генератора к шестеренчатой передаче,

фиг. 13 - газогенератор,

фиг. 14 - схема построения силовой установки с двумя газогенераторами,

фиг. 15 - общий вид вертоплана, на котором предполагается использование предлагаемой силовой установки.

Силовая установка содержит: сферические обечайки 1 и 2, диски 3 и 4, спиралевидные лопасти 5 и 6, корпус 7 и 25, зубчатую передачу 8, муфту сцепления 9, несущие лопасти 10, вал несущего винта 11, опорные стойки 12 и 32, тормозное устройство 13, сферическую оболочку 14, мотор-генератор 15, перепускные окна 16, усилительные пластины 17, 20, 29 и 39; воздушный зазор 18, вихревые каналы 19 и 22, входные направляющие аппараты 21 и 23, насадка 24 реактивного сопла, стыковочный опорно-уплотнительный узел 26 для реактивной насадки 24, опорно-уплотнительные подшипники 27, газогенератор 28 и 63, узел крепления 30, канал отвода воздуха 31 к маршевому пульсирующему воздушно-реактивному двигателю 67, редуктор 33, опорный подшипник 34, вал 35 верхнего диска 4, ресивер 36, турбина 37 и 62, реактивное сопло 38 и 64, вихревые лопасти 40 и 41, лопатки 42 и 43, спиралевидные каналы 44 и 45, низконапорные части 46 и 47 дисков 3 и 4, высоконапорные части 48 и 49 дисков 3 и 4, шестерню с внутренним зацеплением 50, основную шестерню 51 вала 11, промежуточные шестерни 52, валы 53 шестерней 52, узлы крепления 54 к корпусу 7, опорные пластины 55, турбинные лопатки 56, турбину 37 и 62, форсунки 57, лазерную свечу 58, камеры сгорания 59, воздуховоды 60, компрессор 61, входное устройство 65.

Описываемая установка работает следующим образом. Мотор-генератор 15, используемый в качестве стартера, раскручивает горизонтально расположенные встречно-вращающиеся вокруг центральной оси «О» диски 3 и 4 до получения оптимального значения давления воздуха в ресивере 36. При вращении дисков 3 и 4 по сферической оболочке 14 фюзеляжа, расположенной под несущими лопастями 10, поток воздуха устремляется от центральной оси «О» через сферические обечайки 1 и 2 по каналам 19 и 22, образованным вихревыми лопастями 40 и 41. Вихревые лопасти расположены тангенциально по окружностям обечаек, под углом к горизонтальной плоскости, обеспечивающие плавный, безотрывный вход потока воздуха во входные направляющие аппараты 21 и 23, образованный лопатками 42 и 43 в соответствии с направлением потока воздуха на входе в спиралевидные каналы 44 и 45. Каналы 44 и 45 образуются с наружных сторон дисками 3 и 4 с закрепленными на них встречно направленными спиралевидными лопастями 5 и 6, а с внутренней их разделяет воздушный зазор 18. Спиралевидные каналы 44 и 45 вращаются вместе с дисками 3 и 4. Направление вращения - встречное. При вращении дисков 3 и 4 с лопастями 5 и 6 закрученный поток воздуха в сферическом входном устройстве 65 без разрывов, без завихрений как бы ввинчивается во входное устройство компрессора 61, устремляясь к центру оси «О» по каналам 44 и 45; сжимается по спирали и дополнительно вдавливается лопастями 5 и 6, проходя начальную «А», промежуточную - «Б» и окончательную «В» стадии, в ресивер 36. При этом одновременно сжимаемый воздух самоуплотняется в воздушном зазоре 18 по принципу сближения движущихся рядом масс. Подобно организованная система отбора воздуха приводит к образованию над сферической оболочкой 14 мощного вихря, типа «вихря Торнадо», усиленного за счет эффекта Коанда, и создающего дополнительную подъемную силу. Для устойчивого образования вихря служат сферические обечайки 3 и 4 и вихревые лопасти 40 и 41 сферического воздухозаборника. Для увеличения жесткости и снижения вибраций лопасти 5 и 6 содержат пластины 17, 20, 29 и 39. Пластины содержат гребешковые уплотнения. Диски 3 и 4 технологически состоят из усиленных частей 48 и 49 и облегченных - 46 и 47. Ресивер 36 представляет собой неподвижную конструкцию, цилиндрической формы, расположенную концентрично оси «О» и представляющую единое целое с неподвижными корпусами 7 и 25, соединенными между собой с помощью опорных стоек 13 и 32, через усиленные корпуса муфты сцепления 9, тормозного устройства 14, мотор-генератора 15, подшипника 34, аэростатических опорно-уплотнительных подшипников 27. Для свободного прохода сжатого воздуха к газогенератору 29 служат перепускные окна 16 в диске 3. Внутри ресивера 36 также концентрично оси «О» расположен вал 11 несущего винта для передачи крутящего момента с помощью редуктора 33 к несущими лопастям 10 и через зубчатую передачу 8 к диску 4 для его вращения в противоположную сторону диску 3. Зубчатая передача 8 бесшумная. Содержит основную шестерню 51, укрепленную на валу 11, промежуточные шестерни 52, оси 53 которых укреплены в корпусе 7, и шестерню 50 с внутренним зацеплением, передающую крутящий момент на диск 4. Зубчатая передача 8 выполнена с эксцентрико-циклоидальными шестеренками. Имеет КПД 99,9%, повышенный ресурс и малые габариты. Сжатый воздух из ресивера 36 поступает в газогенератор 28 и через радиально расположенные воздуховоды 68 поступает в камеры сгорания 59, расположенные по окружности. Одновременно через центральное отверстие в камере сгорания 59 с помощью форсунок 57 подается раздельно горючее и гомогенная смесь основного горючего с водой. Поступающий холодный воздух изолирует стенки газо-воздушного тракта от раскаленных газов. По мере движения смесь, состоящая из воды и горючего, пройдя зону горения под действием высоких температур и высоких давлений подвергается пиролизному разложению на водород и кислород, перемешанный с горючим. Происходит дополнительно со сгоранием топлива сгорание воды и как следствие - утилизация тепла. Это позволяет экономить в среднем 40% основного топлива. Неподвижная конструкция газогенераторов 28 и 63, жестко связанная с корпусом силовой установки 25, позволяет обеспечить улучшенную центровку вращающихся систем, применить более массивные и прочные стенки газогенератора, снять проблему надежного и простого подвода горючего и воды, обеспечить качественную установку контрольно-измерительной системы и системы зажигания. В камерах сгорания происходит детонационное пульсирующее сгорание смеси. Скорость сгорания в 100 раз превышает скорость сгорания в камерах сгорания обычных ТРД. Возникающие от мгновенного сгорания смеси микровзрывы преобразуются в множество мощных ударных волн, направленных на турбинные лопатки 56 турбины 37. Турбина 37 через диск 3 создает крутящие моменты для привода компрессора, для вращения несущего винта и работы мотор-генератора. Неподвижные камеры сгорания 59 газогенератора 28 связаны с вращающейся турбиной 37 аэростатическими опорно-уплотнительными подшипниками 27 с гребешковым уплотнением. Турбинные лопатки 56 «ковшового» типа. Они вместе с камерой сгорания 59 образуют замкнутое пространство на период микровзрывов и далее, перемещаясь по кругу через боковые щели между лопаток сбрасывают реактивный поток газов во вращающееся, жестко связанное с турбиной 37 и с диском 3 реактивное сопло 38. Вращающееся реактивное сопло 38 через опорно-уплотнительный узел 26 связано с неподвижной выхлопной насадкой 24. Выхлопная насадка 24 неподвижно закреплена на фюзеляже вертоплана и служит для выброса газов в атмосферу. Выбрасываемый из реактивного сопла в атмосферу поток газов создает пропульсивную тягу. Периодически выбрасываемый из камеры сгорания и из реактивного сопла газ образует вакуум в системе подачи воздуха и тем самым вызывает приток новых порций воздуха, горючего и смеси воды. Диск 3 приводится во вращение турбиной 37, а диск 4, связанный с диском 3 - вращается с помощью зубчатой передачи 8. Процесс непрерывного образования вакуума в системе подачи воздуха и в ресивере вызывает облегченный приток свежего потока воздуха из спиралевидных каналов 44 и 45 и поступление горючего и смеси через форсунки 57. Для облегченного запуска установки используется лазерная свеча 58. Стенки жаровых труб, газогенератора и реактивных сопел имеют огнестойкие покрытия и защищены холодным обдуваемым воздухом, что позволяет повышать температуру в зоне горения от 1600°C и выше. Неподвижная газогенераторная часть герметично связана с вращающимися дисками 3 и 4 через аэростатические опорно-уплотнительные подшипники 27. Облегченный режим работы роторных узлов создают воздушные подушки, образующиеся под дисками, под турбиной и под реактивным соплом при их вращении. После запуска силовой установки с помощью мотор-генератора 15 и выхода на стабильную работу газогенератора 28 производится постепенное подключение вала 11 через редуктор 33 муфтой сцепления 9. Редуктор 33 выполнен с эксцентрико-циклоидальными шестеренками. Несущие лопасти 10 выходят на рабочий режим с созданием подъемной силы и пропульсивной тяги от газов, выбрасываемых через реактивное сопло 38 и реактивный насадок 24. Вертоплан набирает скорость и постепенно выходит на режим полета «на крыле». В этом случае отпадает необходимость в затрате больших мощностей на вращение несущих винтов, так как основным источником формирования подъемной силы становится крыло. Полет на крыле значительно снижает общие затраты мощности по сравнению затратами мощности, расходуемой на привод несущих и рулевых винтов, имеющих место на вертолетах. В этом случае высвобождается около 90% мощности. На несущий винт при использовании на вертолетах дополнительно крыла необходимо затрачивать только 10% всей вырабатываемой мощности. С ростом скоростей тяга должна преодолевать возникшее лобовое сопротивление несущего вина. Чтобы уменьшить потери тяги на преодоление лобового сопротивления жесткие несущие лопасти 10 поворачиваются в положение минимального сопротивления. При этом угол атаки устанавливается ближе к нулевому положению, а обороты несущего винта поддерживаются минимально допустимыми, обеспечивающие минимальное провисание несущих лопастей. 90% освободившегося сжатого воздуха, затрачиваемого для работы несущего винта, используется для наддува воздуха в маршевые детонационные пульсирующие ВРД 66. Другая часть сжатого воздуха продолжает использоваться для охлаждения газо-воздушного тракта и редуктора 33, для создания воздушных подушек под вращающимися дисками 3 и 4, в стыковочном опорно-уплотнительном узле 26 и в опорно-уплотнительных подшипниках 27. Мотор-генератор 15, переведенный в режим работы «генератора», вырабатывает электроэнергию, используемую для обогрева несущих лопастей, крыла и салона, для работы исполнительных механизмов, подзарядки бортовых источников питания, электрифицированных шасси. Мотор-генератор позволяет вертоплану в отдельных случаях полностью переключаться на режим бесшумного полета. Способ создания тяги допускает передачу создаваемого крутящего момента на воздушные толкающие или тянущие винты в конструкциях других летательных аппаратах и наземных системах. Летающие аппараты с предложенной силовой установкой за счет использование плоских компрессоров и турбин имеют уменьшенное лобовое сопротивление, более компактны и значительно меньше по весу. Описанный способ применим также на конвертопланах, летательных аппретах с силовыми установками, размещенными в крыльях (как вариант) или в хвостовой части фюзеляжа. Другой способ создания тяги (как вариант) заключается в установке дополнительного газогенератора 63 для вращения диска 4 вместо используемой зубчатой передачи 8. Конструкция такой силовой установки позволяет значительно повысить ее мощность.

Способ создания движущих сил летательного аппарата, заключающийся в подаче и смешении воздуха и горючего, сжигании смеси и преобразования внутренней энергии в работу движущих сил, отличающийся тем, что закрученные в сферическом воздухозаборнике потоки воздуха в виде круговых вихрей создают над сферической оболочкой общий вихрь типа «вихря Торнадо», вызывающих подъемную силу, нагнетаются в компрессор, расположенный соосно несущему винту и состоящий из двух спаренных встречно вращающихся дисков со спиралевидными лопастями встречной закрутки, потоки воздуха в спиралевидных лопастных каналах, сужающихся к центру дисков, сжимаются, устремляясь в ресивер, соосно расположенный относительно вала несущего винта, сжатый воздух по воздуховодам направляется в неподвижно стоящие детонационные камеры сгорания газогенератора и одновременно смешивается с впрыскиваемым в них основным топливом и раздельно подаваемой с ним гомогенной смесью воды с топливом, происходит мгновенное взрывное сгорание, продукты сгорания выбрасываются в сопло, ударные волны от детонационного сгорания направляются в турбину, жестко закрепленную на диске компрессора, турбина с помощью лопаток воспринимает ударную волну и через диск компрессора передает крутящий момент на все роторные узлы силовой установки и несущий винт, создающий подъемную силу, часть энергии используется для привода мотор-генераторов, используемых для включения электрического привода несущего винта в аварийных ситуациях, или при необходимости осуществления бесшумного полета, часть сжатого воздуха из ресивера направляется в маршевые детонационные пульсирующие ВРД, создающие пропульсивную тягу, увеличивающуюся в момент снижения подъемной силы несущего винта, возникающей при повышенных скоростях полета и вызывающей необходимость перехода на создание подъемной силы более эффективным способом – путем перехода на более экономичный самолетный режим полета - с помощью крыла, создающего подъемную силу вместо несущего винта, и маршевых ПуВРД, создающих увеличенную пропульсивную тягу путем наддува в камеры сгорания ПуВРД высвобожденного сжатого воздуха, который затрачивался на привод несущего винта при режиме полета по-вертолетному.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к электрооборудованию транспортных средств для воздухоплавания. .

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетных редукторов. Маслосистема редуктора вертолета с резервированием контуров смазки и охлаждения содержит полость редуктора, основной и дополнительный маслобаки, два двухступенчатых маслоагрегата, запорные клапаны, магистрали нагнетания и магистрали откачивания, форсунки, резервные магистрали, сливные магистрали, сливной маслоканал, магистрали управления, редукционный клапан, магистраль перепуска и теплообменник.

Изобретение относится к транспорту, в частности к конструкциям винтовых движителей. Лопастный электромагнитный движитель содержит корпус с установленными в нем магнитными элементами чередующейся полярности, представляющими собой вторичный элемент синхронной машины, лопасти, установленные внутри корпуса на оси вращения посредством по меньшей мере одной центрирующей опоры, по меньшей мере два электромагнита, установленные на концевой части лопасти, представляющие собой первичный элемент синхронной машины, токосъемный узел электроснабжения электромагнитов, по меньшей мере один датчик положения ротора.

Изобретение относится к области авиастроения, в частности к конструкциям трансмиссий вертолетов. Трансмиссия вертолета включает вал двигателя, соединенный с ведущим валом редуктора несущего винта посредством управляемой муфты сцепления и компенсационной муфты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных аппаратов. Беспилотный вертолет содержит двигатель, соединенный трансмиссией с редуктором несущего винта, расположенные в самонесущем корпусе с носовой частью, часть корпуса которого выполнена в виде топливного бака.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям систем смазки трансмиссий. Выполненный с возможностью висения летательный аппарат (1) имеет средство (6) приведения в движение, по меньшей мере один винт (3), трансмиссионное средство (5) для передачи мощности от средства (6) приведения в движение на винт (3) и смазываемое с помощью смазочного материала, теплообменник (9), принимающий нагретый смазочный материал от трансмиссионного средства (5) и подающий охлажденный смазочный материал на трансмиссионное средство (5), и вентилятор (10) для производства воздушного потока через теплообменник (9) с целью охлаждения смазочного материала.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов сосной схемы. Узел крепления, привода и управления лопастями соосного вертолета содержит главный редуктор, несущие винты, автоматы перекоса и устройства управления автоматами перекоса.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям приводов соосных винтов летательных аппаратов. Устройство для привода соосных винтов винтокрылого летательного аппарата состоит из силовых цилиндров (1), поршни (2) которых через штоки (3) свободно упираются в качающиеся конические зубчатые колеса (4) с числом зубьев «n».

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям редукторов вертолетов и конвертопланов. Планетарный механизм для летательного аппарата (1), выполненного с возможностью висения, имеет солнечную шестерню (7), вращающуюся вокруг первой оси (A), неподвижную коронную шестерню (9), расположенную соосно с первой осью (A) и радиально снаружи относительно солнечной шестерни (7).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям трансмиссий рулевых винтов вертолетов. Редуктор рулевого винта вертолета включает в себя корпус, выходной вал для соединения с рулевым винтом, установленный с возможностью вращения в корпусе и имеющий открытый конец в нем, входной элемент, установленный с возможностью вращения в корпусе, зубчатую передачу, обеспечивающую соединение, передающее мощность между входным элементом и выходным валом.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) оснащен вращающейся несущей поверхностью (2) и газотурбинными двигателями (11, 12, 13) для приведения в движение упомянутой вращающейся несущей поверхности (2).

Способ относится к двигателестроению и может быть использован для скоростных вертопланов. Потоки воздуха, всасываемые компрессором из сферического воздухозаборника, в процессе перемещения образуют закрученные по окружности кольцевые вихри и вызывают возникновение подъемной силы. На входе в безстаторный компрессор вихревые потоки захватываются и сжимаются спиралевидными встречно вращающимися лопастями. Одна часть сжатого воздуха из ресивера подается в детонационные камеры сгорания стационарного газогенератора, смешивается с горючим. Продукты сгорания в виде ударных волн выбрасываются на лопатки турбины, кинематически связанной с компрессором и обеспечивающей работу компрессора несущего винта и мотор-генератора. В камерах сгорания образуется вакуум, который вызывает приток горючего и новой порции воздуха из ресивера. Происходит непрерывный пульсирующий процесс газообразования. Продукты сгорания, передав кинетическую энергию на лопатки турбины, выбрасываются в реактивное сопло, образуя пропульсивную тягу. Другая часть сжатого воздуха из ресивера подается в маршевые ПуВРД для наддува. При переходе в самолетный режим весь объем сжатого воздуха передается в маршевые ПуВРД. Обеспечивается повышение энергетической эффективности процесса получения тяги.15 ил.

Наверх