Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем и самолет, использующий такую установку

Иллюстрации

Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем и самолет, использующий такую установку (патент 2394731)
Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем и самолет, использующий такую установку (патент 2394731)
Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем и самолет, использующий такую установку (патент 2394731)
Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем и самолет, использующий такую установку (патент 2394731)
Показать все

Группа изобретений относится к транспортным средствам. Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем содержит двигатель и приводимый им лопастной движитель, снабженный кольцевым кожухом, состоящим из входной, срединной и выходной частей, и устройством его крепления. Выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде сужающегося сопла и снабжена спрямляющими элементами, а также внутренними тонкостенными вставками. Внутренняя поверхность срединной части кольцевого кожуха выполнена в виде диффузора, плавно сопряженного с входной и выходной частями. Самолет содержит крыло, фюзеляж, систему управления и силовую установку, выходная часть кольцевого кожуха которой выполнена в виде закрепленного шарнирно на срединной части кольцевого кожуха позади лопастного движителя поворотного кольца с вертикальной осью. Группа изобретений направлена на увеличение тяги и аэродинамических характеристик. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

Реферат

Область техники.

Изобретение относится к транспорту, а более конкретно к силовым установкам, и может быть использовано на воздушном транспорте, водном транспорте и судах на воздушной подушке с воздушным приводом для повышения транспортной эффективности.

Уровень техники.

Известно использование лопастных движителей в виде воздушных винтов для привода судов на воздушной подушке. Силовая установка обычно содержит двигатель, связанный с воздушным винтом, снабженным кожухом в виде кольца. На выходе из кольца устанавливаются рули направления движения, выполненные в виде поворотных вертикальных пластин. (См., например, патенты США №4821829, В60V 1/16, 1989 г., №5277117, B63G 7/06, 1994 г., патент РФ №2174925, B60V 1/04, 2001 г.).

Недостатком таких силовых установок является снижение тяговых характеристик из-за наличия рулевых элементов за воздушным винтом и недостаточного использования им мощности создаваемого воздушного потока.

Известна двигательно-движительная установка транспортного средства на динамической воздушной подушке, содержащая воздушные винты, снабженные кольцевыми насадками с силовыми спицами, установленными на фюзеляже с помощью поворотных пилонов. На выходе воздушного потока из кольцевых насадок установлены горизонтальные крылышки с механизмом управления для создания подъемной силы. (См. патент РФ №2111877, В60V 1/14, B64D 31/00, 1998 г.).

Такая конструкция позволяет использовать воздушный поток от винта для создания подъемной силы. Однако наличие крылышек в потоке и недостаточное использование создаваемого потока для увеличения тяги ухудшают тяговые характеристики силовой установки.

Известно использование силовых установок с лопастными движителями, снабженными кольцевыми насадками, для привода воздушных летательных аппаратов (см., например, патенты США №6592073, В64С 35/00, 2003 г.; 6866475, F04D 29/18, 2005 г.).

Недостатком таких силовых установок является также недостаточное использование мощности создаваемого винтами, вентиляторами потока. Кроме того, большие поверхности колец создают дополнительное аэродинамическое сопротивление, что приводит к ограниченному применению указанных конструкций.

Известно устройство для установки на самолете турбовентиляторного двигателя - патент США №5409184, F02С 7/20, 1995 г. В патенте представлен турбовентиляторный двигатель с базовым двигателем и вентиляторным контуром. Вентиляторный контур содержит лопастной вентилятор, помещенный в кольцевой кожух. Кольцевой кожух установлен с помощью радиальных спиц и снабжен выхлопным соплом. При этом выхлопное сопло выполнено цилиндрическим, снабжено выходными направляющими лопатками, а спицы также выполнены в виде направляющих лопаток, спрямляющих поток, закрученный вентилятором.

Такая конструкция широко используется в современных турбовентиляторных двигателях. Однако известная конструкция вентиляторного контура имеет недостатки, связанные с тем, что радиальные направляющие лопатки имеют сложную геометрию, трудоемки в изготовлении, загромождают выхлопное сопло, не обеспечивая при этом достаточного выпрямления потока. Кроме того, в сопле не обеспечивается полное использование энергии потока вентилятора. Все это приводит к снижению тяговых характеристик вентиляторного контура.

Известен летательный аппарат, использующий силовые установки с воздушными винтами в кольцевых насадках, снабженных выпрямителями потока (см. патент РФ №2209746, B64D 27/02, 2003 г.).

Известной конструкции силовых установок в указанном патенте также присущи вышеуказанные недостатки. Правда, здесь сделана попытка улучшить использование мощности создаваемого потока. Однако незначительные размеры выпрямителей потока (как следует из чертежей) не позволяют достичь ощутимого эффекта.

Известен летательный аппарат, использующий силовую установку с воздушным винтом или вентилятором, расположенными в кольцевом кожухе, установленном на двух фюзеляжах-поплавках и средней части крыла (патент США №6592073, В64С 35/00, 2003 г.). В самолете кольцевой кожух используется для создания подъемной силы и снабжен рулями направления и высоты.

Недостатками такой конструкции являются трудность обеспечения продольной балансировки самолета, что потребует значительного увеличения площадей рулей и приведет к снижению аэродинамического качества самолета.

Силовая установка с винтом в кольцевом кожухе, установленном на фюзеляже, использована в проекте А.П.Рудометкина (см. В.Н.Семенов. Конструкция самолетов замкнутой и изменяемых схем. Издательский отдел ЦАГИ им. Проф. Жуковского Н.Е. 2005 г., стр.50). В самолете для стабилизации и управления позади силовой установки установлено V-образное хвостовое оперение. Такая схема позволяет несколько улучшить тягу винта, однако наличие кожуха и оперения снижает аэродинамическое качество самолета.

Известна принципиальная схема цельноповоротного кольцевого оперения Г.А.Амирьянца, состоящего из жесткого контура и управляемого кольца и снабженного приводами для управления по тангажу и курсу. В таком кольце мог бы быть установлен винт (см. В.Н.Семенов. Конструкция самолетов замкнутой и изменяемых схем. Издательский отдел ЦАГИ им. Проф. Жуковского Н.Е. 2005 г., стр.50).

Однако данная конструкция не обеспечивает использования энергии потока, создаваемого винтом, и не обеспечивает эффективного управления ввиду ограниченности длины управляемого кольца.

Известен дистанционно-пилотируемый летательный аппарат «Экварэ», представляющий собой моноплан с хвостовым оперением, расположенным в кольцевом канале, снабженном толкающим винтом (см. Зарубежные дистанционно -пилотируемые летательные аппараты (ДПЛА) в 1978-1979 г. (по материалам иностранной печати). ОНТИ ЦАГИ, №578, 1980 г., стр.28). Такая компоновка ввиду своей компактности используется на ДПЛА. Однако расположение оперения внутри кольцевого канала снижает тяговые характеристики силовой установки.

Сущность изобретения.

Задачей изобретения является разработка такой силовой установки с лопастным, винтовым движителем, которая обеспечивала бы более высокие тяговые характеристики на единицу располагаемой мощности.

Кроме того, силовая установка должна обеспечить более высокие характеристики транспортного средства.

Поставленная задача достигается тем, что в силовой установке транспортного средства с воздушным лопастным движителем, содержащей двигатель и приводимый им лопастной движитель, снабженный кольцевым кожухом, состоящим из входной, срединной и выходной частей, и устройством его крепления, при этом выходная часть кольцевого кожуха снабжена спрямляющими элементами, выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде сужающегося сопла, преобразующего потенциальную энергию потока в кинетическую, и снабжена внутренними тонкостенными вставками, разбивающими внутреннее пространство сопла на каналы с заданной степенью сужения поперечного выходного сечения.

Кроме того, внутренняя поверхность срединной части кольцевого кожуха выполнена в виде диффузора, плавно сопряженного с входной и выходной частями, а внутренние вставки выполнены круговыми в поперечном сечении и коаксиально расположенными относительно оси сопла и связанными между собой и внутренней поверхностью сопла с помощью спрямляющих элементов, выполненных в виде продольных направляющих стенок.

Более того, выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде закрепленного шарнирно на срединной части кольцевого кожуха позади движителя поворотного кольца с вертикальной осью, при этом внутренняя поверхность поворотного кольца выполнена соответствующей внутренней поверхности сопла, внутренняя поверхность срединной части выполнена в виде части сферы с центром на оси кольцевого кожуха и предназначена для размещения поворотного кольца, выполненного по своей передней кромке с наружной сферической поверхностью, соответствующей поверхности срединной части, при этом поворотное кольцо снабжено приводом для его вращения.

В самолете, содержащем крыло, фюзеляж, систему управления и силовую установку, содержащую двигатель и приводимый им лопастной движитель, снабженный кольцевым кожухом, состоящим из входной, срединной и выходной частей, и устройство крепления кольцевого кожуха, при этом выходная часть кольцевого кожуха снабжена спрямляющими элементами, выходная часть кольцевого кожуха силовой установки, установленной в хвостовой части фюзеляжа, выполнена в виде сужающегося сопла, преобразующего потенциальную энергию потока в кинетическую, и снабжена внутренними тонкостенными вставками, разбивающими внутреннее пространство сопла на каналы с заданной степенью сужения поперечного выходного сечения.

Кроме того, в самолете кольцевой кожух силовой установки выполнен с углом установки в вертикальной плоскости, обеспечивающим балансировку самолета на крейсерском режиме полета при обеспечении минимально необходимой степени продольной статической устойчивости.

Выполнение силовой установки в соответствии с изобретением позволяет улучшить ее тяговые характеристики и повысить транспортную эффективность транспортного средства, в частности самолета.

Изобретение поясняется чертежами, на которых:

Фиг.1 показывает общий вид самолета, использующую силовую установку, выполненную в соответствии с изобретением;

Фиг.2 показывает вид в плане на силовую установку с кольцевым кожухом с частичным вырывом по осевой горизонтальной плоскости;

Фиг.3 показывает вид в плане на силовую установку с кольцевым кожухом, снабженным поворотным кольцом, с частичным вырывом по осевой горизонтальной плоскости;

Фиг.4 показывает вид в плане на силовую установку с кольцевым кожухом, снабженным поворотным кольцом, с частичным вырывом по осевой горизонтальной плоскости при повернутом кольце.

Изобретение реализуется следующим образом.

Пример реализации изобретения для легкого пассажирского самолета.

Самолет, использующий силовую установку с лопастным движителем, представлен на Фиг.1. Самолет содержит фюзеляж 25 с хвостовой частью 3, несущей мотоотсек 1 с воздушным винтом, кабину пилота 27 и пассажирскую кабину 28. Самолет снабжен крылом, содержащим центроплан 29 и консоли 30 и 31, несущие элевоны 32 и 33. Мотоотсек 1 содержит двигатель, установленный с помощью моторамы на фюзеляже, и снабжен кольцевым кожухом 26, установленным на хвостовой части фюзеляжа с помощью пилонов 5 и 6. Двигатель приводит во вращение лопастной движитель, выполненный в виде воздушного винта 3, установленный на выходном валу (не показано). Воздушный винт 2 выполнен толкающим.

Самолет оснащен закрылками, расположенными в хвостовой части крыла, не занятой элевонами.

Самолет снабжен также шасси, системой управления и другими известными системами и оборудованием, необходимыми для его безопасной эксплуатации.

Кольцевой кожух 26 может быть выполнен любым известным образом в виде кольцевой гондолы, охватывающей воздушный винт. При этом гондола может быть использована как орган путевой, так и продольной устойчивости самолета. Так, например, для легкого самолета, использующего двигатель мощностью порядка 100 л.с. с винтом диаметра 1730 мм, диаметр гондолы примерно равен 2000 мм, а горизонтальная проекция кольца с пилонами может составить 0,2-0,35 от площади крыла. Более того, углы установки пилонов и самой гондолы (с учетом скоса потока за крылом) могут быть выбраны так, чтобы обеспечить балансировку самолета на крейсерском режиме полета при обеспечении минимально необходимой степени продольной статической устойчивости.

Крыло выполнено стреловидным для обеспечения большей путевой устойчивости самолета. Угол стреловидности крыла по передней кромке может составлять 10-45°. При этом на углах менее 10° пропадает эффект путевой устойчивости. При увеличении угла стреловидности свыше 45° резко ухудшаются взлетно-посадочные характеристики.

Для повышения поперечной устойчивости консоли крыла могут иметь угол поперечного V, равный 2-6°.

Система управления самолетом включает систему управления элевонами, могущими работать в продольном канале для управления тангажом самолета, и как элероны - для компенсации поперечных моментов, возникающих в полете.

Управление самолета по курсу может осуществляется с помощью элевонов, работающих как элероны. Однако целесообразно использовать для управления самолета по курсу отклонение вектора тяги в горизонтальной плоскости.

Целесообразно выполнять кольцевой кожух 26 с устройством отклонения вектора тяги в горизонтальной плоскости. Такое устройство отклонения тяги может быть выполнено в виде поворотного кольца, установленного в хвостовой части кольцевого кожуха.

Силовая установка самолета включает мотоотсек 1 (См. Фиг.2) с поршневым бензиновым двигателем, оснащенным воздушным винтом 2.

Силовая установка снабжена кольцевым кожухом 26, состоящим из входной 27, срединной 28 и выходной частей 29 и снабженным устройством крепления кольцевого кожуха, содержащим кольцо 4, охватывающее воздушный винт 2 и закрепленное на хвостовой части фюзеляжа 3 с помощью пилонов 5 и 6. Кольцевой кожух 26 выполнен удобообтекаемой формы и содержит внешнюю кольцевую поверхность 30 с заданным аэродинамическим профилем. Внутренняя поверхность входной части 27 выполнена в виде конфузора 31, стыкующегося с внешней кольцевой поверхностью 30 входной губой 32.

Внутренняя поверхность срединной части 28 кольцевого кожуха выполнена в виде диффузора 33, охватывающего воздушный винт с заданным зазором и плавно сопряженного с внутренними поверхностями входной 28 и выходной 29 частями кольцевого кожуха.

Внутренняя поверхность выходной части 29 кольцевого кожуха выполнена в виде сужающегося сопла, преобразующего потенциальную энергию потока в кинетическую.

Выходная часть 29 снабжена внутренними тонкостенными вставками 35 и 36, разбивающими внутреннее пространство сопла на каналы с заданной степенью сужения поперечного выходного сечения.

Внутренние вставки 35, 36 выполнены круговыми в поперечном сечении и коаксиально расположенными относительно оси сопла.

Внутренние вставки 35, 36 связаны между собой и внутренней поверхностью сопла с помощью спрямляющих элементов, выполненных в виде продольных направляющих стенок 37, 38.

Продольные направляющие стенки 37, 38 расположены по окружности пространства между внутренними вставками и соплом и выполнены криволинейными с радиальными образующими, обеспечивающими плавный вход закрученного потока от винта, поворот и выход его на срезе сопла в осевом направлении.

Силовая установка может быть выполнена с поворотом вектора тяг в горизонтальной плоскости. При этом выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде закрепленного шарнирно на срединной части кольцевого кожуха позади движителя поворотного кольца с вертикальной осью, при этом внутренняя поверхность поворотного кольца выполнена соответствующей внутренней поверхности сопла, внутренняя поверхность срединной части выполнена в виде части сферы с центром на оси кольцевого кожуха и предназначена для размещения поворотного кольца, выполненного по своей передней кромке с наружной сферической поверхностью, соответствующей поверхности срединной части, при этом поворотное кольцо снабжено приводом для его вращения.

В этом случае силовая установка (см. Фиг.3) снабжена кольцевым кожухом, содержащим кольцо 4, включающее входную и срединную части кожуха, охватывающее воздушный винт 2 и закрепленное на хвостовой части фюзеляжа 3 с помощью пилонов 5 и 6. Кольцо 4 выполнено удобообтекаемой формы и содержит внешнюю кольцевую поверхность 7 с заданным аэродинамическим профилем.

Внутренняя поверхность кольца 4 в передней своей части выполнена в виде конфузора 8, стыкующегося с внешней кольцевой поверхностью 7 входной губой 9. Внутренняя поверхность кольца 4 в срединной части кожуха выполнена в виде частичной сферы 10 для размещения в ней выходной части кожуха, выполненной в виде поворотного кольца 11 с вертикальной осью. Кольцо 4 на своей задней кромке снизу и сверху несет проушины 12 с размещенными в них съемными полуосями 13, образующими вертикальную ось для поворотного кольца 11.

Поворотное кольцо 11 также снизу и сверху снабжено аналогичными проушинами (на чертеже не показано) для установки его в кольце 4 с помощью съемных полуосей 13. При этом съемные полуоси 13 закреплены неподвижно в проушинах 12 кольца 4, в то время как их свободные концы размещены в проушинах поворотного кольца 11 с возможностью вращения, образуя шарнир для поворотного кольца 11. Поворотное кольцо 11 по своей передней кромке выполнено со сферической поверхностью 14, соответствующей поверхности частичной сферы 10 для обеспечения его беззазорного перемещения при повороте вокруг вертикальной оси. При этом кольца выполнены так, что их перекрытие 15 и зазор 16 между задней кромкой кольца 4 и упором поворотного кольца 11 обеспечивали бы заданный угол поворота 17 в обе стороны от нейтрального положения.

Внутренняя поверхность поворотного кольца 11 выполнена в виде сужающегося сопла, преобразующего потенциальную энергию потока в кинетическую, и может быть выполнена конической, при этом выходной диаметр конической поверхности выполнен из условия обеспечения максимальных тяговых характеристик.

Поворотное кольцо 11 снабжено внутренними вставками 18 и 19, выполненными тонкостенной конструкции с передними и задними кромками, разбивающими внутреннее пространство сопла на каналы с заданной степенью сужения поперечного выходного сечения.

Внутренние вставки 18, 19 выполнены круговыми в поперечном сечении и коаксиально расположенными относительно оси сопла.

Внутренние вставки 18 и 19 выполнены соосными друг другу и конической поверхности поворотного кольца 11 и установлены с помощью радиальных направляющих лопаток 20 и 21. При этом направляющие лопатки 20 и 21 выполнены спрямляющими проходящий воздушный поток, закрученный винтом 2 при работе силовой установки.

Вся конструкция, включая пилоны, кольцо и поворотное кольцо, могут быть выполнены из полимерных композиционных материалов, обеспечивающих минимальную массу и минимальное аэродинамическое сопротивление.

Поворотное кольцо 11 снабжено приводом для его вращения. Привод может быть выполненным в виде гидроцилиндра или винтового подъемника, установленных в нижней части кольца 4 на некотором расстоянии от оси вращения и связанных выходным штоком с кронштейном поворотного кольца 11 (на чертеже не показано).

При включении привода поворотное кольцо 11 может поворачиваться как по, так и против часовой стрелки. На Фиг.2 показано положение, которое занимает поворотное кольцо 11 при вращении против часовой стрелки (при виде сверху).

Вместе с поворотным кольцом 11 вращаются также и внутренние вставки 18 и 19, занимая соответственно положения 18а и 19а, обеспечивая отклонение воздушного потока по всему сечению кольца. Таким образом, во время работы силовой установки при отклонении поворотного кольца 11 происходит отклонение потока, создаваемого винтом, т.е. вектора тяги 22 на углы 23 и 24.

При нормальной работе силовой установки (в крейсерском режиме) поворотное кольцо 11 удерживается приводом в нейтральном положении (показано на Фиг.1) и образует сопло силовой установки, а вектор тяги 22 направлен по оси силовой установки. При этом направляющие радиальные лопатки 20 и 21 выпрямляют закрученный поток, создаваемый винтом 2, обеспечивая увеличение тяги.

Выполнение кольцевого усилителя тяги винта в соответствии с изобретением позволяет увеличить его тягу не только на месте, но и в полете.

Выполнение самолета в соответствии с изобретением позволяет значительно упростить его конструкцию и эксплуатацию, повысить аэродинамические характеристики (за счет отсутствия вертикального и горизонтального оперения и соответствующих рулевых поверхностей и увеличения тяги винта), в частности, для легкого пассажирского самолета.

1. Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем, содержащая двигатель и приводимый им лопастной движитель, снабженный кольцевым кожухом, состоящим из входной, срединной и выходной частей, и устройством его крепления, при этом выходная часть кольцевого кожуха снабжена спрямляющими элементами, отличающаяся тем, что выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде сужающегося сопла, преобразующего потенциальную энергию потока в кинетическую, и снабжена внутренними тонкостенными вставками, разбивающими внутреннее пространство сопла на каналы с заданной степенью сужения поперечного выходного сечения.

2. Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем по п.1, отличающаяся тем, что внутренняя поверхность срединной части кольцевого кожуха выполнена в виде диффузора, плавно сопряженного с входной и выходной частями.

3. Силовая установка транспортного средства с воздушным лопастным движителем по п.1, отличающаяся тем, что внутренние вставки выполнены круговыми в поперечном сечении и коаксиально расположенными относительно оси сопла и связанными между собой и внутренней поверхностью сопла с помощью спрямляющих элементов, выполненных в виде продольных направляющих стенок.

4. Силовая установка транспортного средства с лопастным движителем по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде закрепленного шарнирно на срединной части кольцевого кожуха позади движителя поворотного кольца с вертикальной осью, при этом внутренняя поверхность поворотного кольца выполнена соответствующей внутренней поверхности сопла, внутренняя поверхность срединной части выполнена в виде части сферы с центром на оси кольцевого кожуха и предназначена для размещения поворотного кольца, выполненного по своей передней кромке с наружной сферической поверхностью, соответствующей поверхности срединной части, при этом поворотное кольцо снабжено приводом для его вращения.

5. Самолет, содержащий крыло, фюзеляж, систему управления и силовую установку, содержащую двигатель и приводимый им лопастной движитель, снабженный кольцевым кожухом, состоящим из входной, срединной и выходной частей, и устройством крепления кольцевого кожуха, при этом выходная часть кольцевого кожуха снабжена спрямляющими элементами, отличающийся тем, что выходная часть кольцевого кожуха силовой установки, установленной в хвостовой части фюзеляжа, выполнена в виде сужающегося сопла, преобразующего потенциальную энергию потока в кинетическую, и снабжена внутренними тонкостенными вставками, разбивающими внутреннее пространство сопла на каналы с заданной степенью сужения поперечного выходного сечения.

6. Самолет по п.5, отличающийся тем, что выходная часть кольцевого кожуха выполнена в виде закрепленного шарнирно на срединной части кольцевого кожуха позади движителя поворотного кольца с вертикальной осью, при этом внутренняя поверхность поворотного кольца выполнена соответствующей внутренней поверхности сопла, внутренняя поверхность срединной части выполнена в виде части сферы с центром на оси кольцевого кожуха и предназначена для размещения поворотного кольца, выполненного по своей передней кромке с наружной сферической поверхностью, соответствующей поверхности срединной части, при этом поворотное кольцо снабжено приводом для его вращения.

7. Самолет по п.5 или 6, отличающийся тем, что кольцевой кожух силовой установки выполнен с углом установки в вертикальной плоскости, обеспечивающим балансировку самолета на крейсерском режиме полета при обеспечении минимально необходимой степени продольной статической устойчивости.