Летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки

Иллюстрации

Показать все

Реферат

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Целью изобретения является повышение грузоподъемности летательного аппарата при минимальных габаритах и массе, а также повышение эксплуатационных характеристик и надежности. Летательный аппарат снабжен разделяющимся на две части в горизонтальной плоскости корпусом сферической формы, соосными несущими турбовентиляторами 9 противоположного вращения и кольцевыми опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке. Причем верхняя отделяемая часть 1 корпуса выполнена герметичной и снабжена предохранительным ободом, образующим кольцевой канал турбовентиляторов, и парашютной системой 7 аварийного спуска, а нижняя часть 12 корпуса снабжена рулями 11 управления полётом, размещенными в потоках выхлопных газов за турбиной и. воздуха за вентилятором . Оптимальность аэродинамических форм, применение кольцевых турбовентиляторов и парашютной системы аварийного спасения обеспечивают достижение поставленной цели. 21 ил.

СОЮЗ СОВЕТСКИХ

СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ

РЕСПУБЛИК (19) (!! )

ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПАТЕНТНОЕ

ВЕДОМСТВО СССР (ГОСПАТЕНТ СССР)

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

К ПАТЕНТУ

1 2 (21) 4867011/23 риэонтальной плоскости корпусом сфериче(22) 09.06.90 ской формы, соосными несущими турбовен(46) 23.05.93. Бюл. М 19 тиляторами 9 противоположного вращения (76) А.В. Исаев и кольцевыми опорными узлами подшипни(56) Патент США hb 3.108.764; кл. 244-23, ков скольжения на газовой смазке, Причем

1963. . верхняя отделяемая часть 1 корпуса выполПатент США М 3.690.597, кл. 244-23с, нена герметичной и снабжена предохрани1972. тельным ободом, образующим. кольцевой (54) ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ВЕРТИ- канал турбовентиляторов. и парашютной сиКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ стемой 7 аварийного спуска, а нижняя часть (57) Изобретение относится к авиационной 12 корпуса снабжена рулями 11 управления технике, в частности к летательным аппара- полетом; размещенными в потоках выхлоптам вертикального взлета и посадки; Целью ных газов за турбиной и воздуха за вентиляизобретения является повышение грузо- тором. Оптимальность аэродинамических подьемности летательного аппарата при . форм, применение кольцевых турбовентиминимальных габаритах и массе, а также . ляторов и парашютной системы аварийного повышение эксплуатационных характери- спасения обеспечивак)т достижение постик и надежности. Летательный аппарат ставленной цели.21 ил. снабжен разделяющимся на две части в го3

1017755

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппараTBM вертикального взлета и посадки, и предназначен для использования в народном хозяйстве и в военной авиации, Цель изобретения — соэданиелетательного аппарата вертикального взлета и посадки с соосными несущими вентиляторами, содержащего корпус для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования бортовых систем, газотурбинный двигатель, топливные баки, органы управления и приземления, С целью повышения грузоподъемности, вместительности пассажиров и грузов при минимальных габаритах и массе, повышения эксплуатационных характеристик и надежности он снабжен разделяющимся в горизонтальной плоскости корпусом сферической формы, периферийным предохранительным ободом, соединенным с корпусом с помощью ребер и образующим кольцевой канал вентиляторов, соосными несущими турбовентиляторами противоположного вращения, сориентированными в осевом и радиальном направлениях кольцевыми опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке, обеспечивающими соединение обеих частей сферического корпуса в плоскости разъема, при этом верхняя отделяемая часть корпуса выполнена герметичной, снабжена парашютной системой аварийного спуска, а нижняя часть корпуса снабжена рулями управления полетом, размещенными в потоках выхлопных газов за турбиной и воздуха за вентиляторами. Аппарат прост- по конструкции, дешев, малошумен, высокоманевренен, надежен и экономичен при эксплуатации на режимах продол>кительного висения и крейсерского полета на ближние и средние расстояния, обладает оптимальной грузоподьемностью и вместительностью при минимальных габаритах и массе для использования в народном хозяйстве при перевозках пассажиров (12 — 18 чел.) и грузов (1,5 — 3,0 т) с максимальной скоростью до 350 км/ч и практическим потолком полета 6000 м с посадкой на взлетно-посадочные площадки малых размеров, находящиеся в непосредственной близости от городов, населенных пунктов, в черте больших городов, облетах магистральных линий электропередач, газопроводов, автострад, железнодорожных путей аварийно-восстановительными бригадами и дорожно-контрольными специалистами, а также использования в военных целях для десантирования войск и нанесения штурмовых артиллерийских и ракетно-бомбовых ударов, 50

55 ности в существующих схемах двигателей летательных аппаратов вертикального взлета и посадки увеличиваются быстрее, чем тяга. 8 предлагаемой схеме эа счет использования турбовентиляторов с опорными уэлами подшипников скольжения на газовой смазке этот недостаток исключается, В результате удельный вес турбовентиляторной силовой установки с увеличением степени двухконтурности не увеличивается, а наоборот снижается.

Конструктивно летательный аппарат выполнен в виде двух полусфер, соединенных через встроенные соосные несущие турбовентиляторы, снабженных периферийным предохранительным ободом, соединенным с корпусом полусфер с помощью ребер и создающим совместно со сферой (корпусом) кольцевой канал вентиляторов (см. фиг. 1,2).

Рабочие колеса вентиляторов выполнены в виде колец и приводятся во вращательное движение в противоположных направлениях для стабилизации крутящего момента. Лопатки турбин и лопатки венти15 ляторов расположены на общих дисках, сориентированных относительно корпуса летательного аппарата кольцевыми опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке, обеспечивающими

20 соединения обеих половин корпуса в единое целое (см, фиг. 3). На рабочих колесах лопатки вентиляторов расположены в периферийных, а лопатки турбин — на внутренних обводах общих дисков (см. фиг. 3,9 и 21), Рабочий газ к лопаткам турбин поступает по кольцевому каналу от газотурбинного двигателя.

На выходе из вентилятора и турбины расположены взаимосвязанные между со30 бой определенным передаточным соотношением газовые рули управления, предназначенные для создания управляющих усилий при пилотировании летательного аппарата.

35 Подшипники скольжения на газовой смазке опорных узлов осевой и радиальной ориентации рабочих колес турбовентиляторов выполнены с учетом использования сжатого воздуха, отбираемого эа комнрес40 сором газотурбинного двигателя.

Таким образом, в целом схема предлагаемого двигателя представляет собой схему двухконтурного газотурбинного двигателя с очень большой степенью двухконтурности, в котором основная доля силы тяги создается вентилятором.

Увеличение расхода воздуха вызывает увеличение диаметра и массы вентилятора, которые при больших степенях двухконтур1817755

В предлагаемой схеме летательного аппарата степень двухконтурности ограничивается тол ько характеристиками турбореактивного двигателя-газогенератора (см. фиг. 21), Большое влияние на тягу турбовентиляторной силовой установки оказывают потери полного давления во входном и выходном устройствах вентилятора. Поэтому входное и выходное устройства вентилятора выполнены с учетом равномерного подвода воздуха к его лопаткам за счет использования кольцевого периферийного обода.

Потери полного давления на скоростях поступательного движения (250 — 350 км/ч) при выбранной конфигурации предлагаемого летательного аппарата (сфера) могут составить не более 1,5 — 2,0 .

Для обеспечения высокого КПД турбины в предлагаемой схеме за счет ограничения расширения выхлопных газов турбореактивного двигателя в кольцевом патрубке (кессоне) подвода газов к турбине турбовентилятора предусмотрено сохранение площади проточной части перед турбиной. Учитывая, что потери полногодавления в кольцевом патрубке могут достичь до 810, равенство площадей проточной части дает возможность максимально эффективно использовать свободную энергию газов турбореактивного двигателя для достижения необходимой мощности турбовентиляторной силовой установки при оптимально-допустимых оборотах роторов турбовентилятора.

На фиг. 1 и 2 изображен общий вид летательного аппарата; на фиг. 3 — опорные узлы тупбовентилятора с подшипниками скольжения на газовой смазке; на фиг. 4— верхнее кольцо опорного узла подшипников скольжения со специальным покрытием и лопатками соплового аппарата, в плане; на фиг. 5 — узел 1 на фиг. 4 (верхнее кольцо подшипника скольжения); на фиг. 6 — лопатка соплового аппарата турбины; на фиг. 7— сечение А-А на фиг. 5, соединительное ребро (лопатки) верхнего кольца подшипника скольжения; на фиг. 8 — кольцевой диск турбовентилятора без лопаток турбины и вентилятора, в плане; на фиг. 9-узел И на фиг.

8 (кольцевой диск турбовентилятора с лопатками турбины и вентилятора); на фиг. 10 — торцевое кольцо опорного узла подшипника скольжения радиальной ориентации без лопаток турбины, в плане; на фиг. 11— узел ill на фиг. 10 (торцевое кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации); на фиг. 12- кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации со специальным

40 покрытием, в плац; на фиг. 13 — узел it на фиг. 12 (кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации (вид М) ); на фиг, 14— узел II на фиг. 12 (вид Н); на фиг, 15— промежуточное кольцо опорного узла подшипников скольжения со специальным покрытием, в плане; на фиг. 16- узел V на фиг.

15 (промежуточное кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации); на фиг. 17 — кольцевой патрубок подвода выходящих газов турбореактивного двигателя к лопаткам турбин турбовентипятора. в плане; на фиг. 18 — кольцевой патрубок подвода

BbtxRonHbtx газов, в аксонометрической проекции; на фиг. 19 — ребро жесткости кольцевого патрубка: на фиг, 20 — коллектор подвода сжатого воздуха от компрессора турбореактивного двигателя к кольцам опорных узлов подшипников скольжения: на фиг, 21 — расчетная схема силовой установки без смешения потоков.

Летательный аппарат состоит иэ верхней полусферической части 1 корпуса, входного устройства. турбореактивного двигателя 2. аварийно-спасательного парашюта 3, отсека 4 для пассажиров, кабины 5 пилотов, турбореактивного двигателя 6, остекления 7 кабины пилотов, кольцевого патрубка 8 подвода выхлопных газов турбореактивного двигателя к лопаткам турбин турбовентилятора, топливных бакой 9. соосных несущих турбовентиляторов 10, газовых рулей 11 управления летательным аппаратом, нижней основной полусферической части 12 корпуса для размещения грузов, приборного, электрического и радиоэлектронного оборудования систем летательного аппарата, лопаток вентиляторов 13 турбовентилятора, лопаток турбин 14 турбовентилятора, верхнего кольца 15 опорного узла подшипников скольжения, промежуточного кольца 16 опорного узла подшипников скольжения, нижнего кольца 17 опорного узла подшипников скольжения, торцевого кольца 18 опорного узла подшипников скольжения радиальной ориентации, коллектора 19 подвода сжатого воздуха от компрессора турбореактивного двигателя к кольцам опорных узлов подшипников скольжения с фланцем крепления 20, трубой подвода 21 и компенсаторами 22 теплового расширения, специальных протектированных покрытий на основе углеграфита 23 верхнего, промежуточного, нижнего колец опорного узла подшипников "êîëüæåíèÿ осевой opt .ентации и колец опорных узлов подшипников скольжения радиальной ориентации, органов приземления 27, радиолокатора 28, 7

1817755

25

40

55 кольцевого периферийного предохранительного обода 29, грузового и пассажирского люков 30, ребер соединения кольцевого предохранительного обода с корпусом 31, иллюминаторов 32.

Принцип работы турбовентиляторной силовой установки с опорными узлами под. шипников скольжения на газовой смазке осевой и радиальной ориентации заключается в следующем. Во время запуска турбореактивного двигателя роторы турбовентилятора 10 покоятся на промежуточном 16 и нижнем 17 кольцах опорного узла подшипников скольжения осевой ориентации, Верхнее 15, нижнее 17, промежуточное 16 кольца подшипников скольжения осевой ориентации и опорное кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации 26 покрыты специальным слоем из композиционного материала на основе углеграфита 23.

После запуска турбореактивного двигателя и выхода на малый сжатый воздух от компрессора по трубопроводам подвода 21 и компенсаторам 22 теплового расширения коллектора 19 поступает в распределительные каналы верхнего, нижнего и промежуточного колец опорных узлов подшипников скольжения осевой и радиальной ориентации и изолирует трущиеся детали, т.е, верхнее, промежуточное и нижнее кольца опорного узла осевой ориентации и кольцевые диски турбовентилятора, а также опорное кольцо 26 подшипника скольжения радиальной ориентации и опорное торцевое кольцо 18 друг от друга воздушной подушкой (фиг; 9 и 10). Освободившись от сил трения в осевом и радиальном направлениях под воздействием выхлопных газов турбореактивного двигателя на лопатки турбин, роторы турбовентилятора начинают раскручиваться в противоположных направлениях, создавая подъемную силу, При увеличении оборотов турбореактивного двигателя увеличиваются обороты роторов турбовентилятора и соответственно подьемная сила.

Подъем и спуск летательного аппарата осуществляется за счет увеличения или уменьшения оборотов турбореактивного двигателя.

Управление эволюциями летательного аппарата в воздухе осуществляется с помощью рулей 11, размещенных одновременно в потоках выхлопных газов турбореактивного двигателя эа турбиной турбовентилятора и воздуха за вентиляторами.

Выхлопные газы турбореактивного двигателя, проходя кольцевое реактивное сопло, выбрасываются в атмосферу, создавая дополнительную подъемную силу (см. фиг. 5 и 6), Конструкции верхней и нижней основной полусферических частей корпуса летательного аппарата цельнометалличвские, каркасной схемы со шпангоутами, стрингерами и обшивкой иэ легких алюминиевых сплавов.

Верхняя часть корпуса выполнена герметичной, предусматривает возможность отделения от основной нижней части и спуск ее на (аварийно-спасательном) парашюте при аварийной остановке или отказе турбореактивного двигателя. Аварийно-спасательный парашют снабжен стандартными твердотопливными ракетными двигателями мягкой посадки, укладывается в верхней отделяемой части корпуса в специальном контейнере. При подаче команды на аварийное отделение спускаемой части корпуса одновременно срабатывают пиропатроны выброса вытяжного парашюта и отстрела замков крепления отделяемой части к основной нижней части корпуса.

Лопатки вентиляторов 13 выполнены из композиционных материалов на основе углепластиков, к кольцевым дискам 24 турбовентилятора крепятся замками типа

"ласточкин хвост" (см. фиг. 8).

Лопатки турбин 14 турбовентилятора выполнены из жаропрочного материала, на торцах имеют замки типа "ласточкин хвост" для соединения с кольцевыми дисками роторов и торцевыми кольцами 18 подшипников скольжения радиальной ориентации (см. фиг, 8 и 9).

Диски роторов турбовентилятора, промежуточное, верхнее, нижнее кольца опорных узлов подшипников скольжения осевой ориентации и опорные торцевые кольца 18 и опорное кольцо 26 подшипников скольжения радиальной ориентации выполнены из титановых сплавов.

Органы приземления 27 выполнены по

3-опорной схеме с одним нетормозным и двумя тормозными колесами.

Управление движением летательного аппарата на земле осуществляется проворотом рулей, связанных системой обратной связи с управляемым колесом. В полете все три колеса убираются в корпус летательного аппарата.

Летательный аппарат высокоманеврен за счет. расположения центра тяжести на оси вращения турбовентилятора, надежен и экономичен в эксплуатации, малошумен, имеет низкую температуру выхлопных газов, что исключает повреждение травяного

1817755

10 покрытия при посадке на грунтовые взлетно-посадочные площадки.

Формула изобретения

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий корпус для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования бортовых систем, газотурбинный двигатель; топливные баки, органы управления и приземления, отличающийся тем, что, с целью повышения грузоподъемности при минимальных габаритах и массе, повышения эксплуатационных характеристик и надежности, корпус выполнен сферическим и быстроразъемным на две части в горизонтальной плоскости и снабжен соосными несущими турбовентиляторами противоположного вращения, сориентированными в осевом и радиальном направлениях кольцевыми опорными узла5 ми подшипников скольжения на газовой смазке, обеспечивающими соединение обеих частей сферического корпуса в плоскости разьема, при этом верхняя отделяемая часть корпуса выполнена герметичной, 10 снабжена предохранительным ободом, образующим кольцевой канал турбовентиляторов, и парашютной системой аварийного спуска, а нижняя часть корпуса снабжена рулями управления полетом, размещенны15 ми в потоках выхлопных газов за турбиной и воздуха за вентиляторами.

1817755

1817755

1817755

ill

Уиг. Н

Фиг. I2

18п жь

1817755 !

Фиг.I7

Гл<стш1 воэgyx от компрессора днкгвтелл

Фиг.I9

2Т

1817755

Составитель, А.Исаев

Техред M. Моргентал

Корректор A.Гереши

Редактор A.Бер

Производственно-издательский комбинат "Патент", г, Ужгород, ул.Гагарина, 101

Заказ 1736 Тираж . Подписное, ВНИИПИ Государственного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР

113035, Москва, Ж-35, Раушская наб., 4/5