Первый реактивный вертолет. Судьба В-7. Реактивный двигатель вертолета


 

Полезная модель относится к области авиации, а конкретно к вертолетостроению. Устройство предназначено для совершения воздушного полета реактивного вертолета и реактивного конвертоплана. Совокупное использование в конструкции: 1. принципа изотермического процесса центробежного сжатия воздуха, 2. соблюдения закона сохранения энергии, при испарении криогенного топлива и теплообмене его со сжимаемым воздухом, позволяет получать: 1. значительное сжатие воздуха на входном устройстве двигателя, 2. получать газообразное топливо из жидкого криогенного, без целевых затрат тепловой энергии на это, что приводит к экономии топлива, 3. увеличение реактивной тяги двигателя, за счет истечения газообразных продуктов сгорания через реактивное сопло двигателя, с более значительным ускорением и массой. Расположение входного отверстия воздуха движителя в комлевой части лопасти, позволяет избавиться от вредного явления, такого как пульсация двигателя, что тоже ведет к экономии топлива и устойчивому режиму работы его. Это позволяет повышать КПД и эффективность работы движителя, который весьма прост по устройству и имеет малую массу. Малое мидельное сечение двигателя на консольной части лопасти, которое обусловлено высокой производительностью и КПД, создает незначительное влияние на режим РСНВ, при авторотации вертолета.

Полезная модель относится к реактивным движительным устройствам, и предназначена для выполнения воздушного полета, преимущественно вертолетов и конвертопланов.

Известен прямоточный воздушно-реактивных двигатель (ПВРД), в котором для сжигания горючего используют кислород воздуха, который сжимают скоростным напором (см. "Политехнический словарь". /Под ред. академика А.Ю.Ишлинского, изд. "Советская энциклопедия", М., - 1980, стр.420) (1).

Недостатком упомянутого реактивного двигателя, является необходимость достижения большой скорости движения для эффективного его использования.

Наиболее близким по совокупности признаков с заявленной полезной моделью, является ПРЯМОТОЧНО-ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, у которого сжатие воздуха осуществляют скоростным напором при движении воздушно-реактивного двигателя по окружности вместе с лопастью, закрепленной на валу несущего винта вертолета. К концу указанной лопасти прикрепляют упомянутый двигатель, дополнительное сжатие воздуха перед камерой сгорания которого достигается тем, что применяют размещенную за входным устройством дополнительную камеру сжатия, в которой наряду с указанным выше первичным сжатием воздуха в связи с его частичным торможением, изменяют направление движения воздуха, с поворотом его потока в радиальный, относительно оси вращения воздуховода, для ускорения его потока за счет центробежных сил, до полного торможения перед двигателем, и далее в камеру сгорания. Сжигание горючего производят в сжатом воздухе в камере сгорания, а продукты сгорания направляют в реактивное сопло для создания реактивной тяги (см. патент РФ 2276739, МПК F02K 1/00, 2006.01,) (2).

Недостатком этого двигателя является сжатие воздуха по адиабатному процессу, что при обычной скорости вращения несущего ротора вертолета, снижает эффективность использования данного устройства. Дополнительный недостаток данного устройства является пульсация в работе двигателя, которая возникает при поступательном движении вертолета, из-за разностей скорости воздуха на входном устройстве, при движении наступающего и отступающего положения лопасти.

Этот двигатель не обеспечивает сжатия воздуха, достаточного для его эффективной работы, в связи с использованием только двух ступенчатого сжатия адиабатного процесса. Пульсация в работе двигателя, приводит к увеличению расхода топлива, необходимость которого обусловлена стабилизацией его работы.

Предлагаемая полезная модель позволяет получить технический результат, заключающийся в: 1. увеличение сжатия воздуха на входном устройстве, подаваемого в камеру сгорания двигателя 2. получении газообразного топлива, из жидкого состояния 3. устранении пульсации, в работе двигателя.

Указанный технический результат достигается тем, что сжатие воздуха осуществляется принципом центробежного сжатия, с вовлечением изотермического процесса, при движении движителя по окружности, закрепленном на валу вертолета. Нагрев криогенного топлива впрыскиваемого в теплообменный испаритель, и как следствие того его вскипания за счет теплосъема с воздуха, позволяет получить изотермический процесс сжатия воздуха и получение дополнительного давление в газовой топливной магистрали, за счет расширения криогенного топлива до газообразного состояния. Получение более высокого давления газового топлива, относительно давления воздуха, необходимо для устранения эффекта перетекания на участке смесителя перед жаровой камерой сгорания, т.к. при центробежном сжатии молекулярный вес газа значительно легче воздуха. Нахождение начала входного устройства двигателя в относительно спокойной зоне малых аэродинамических возмущений, снижает возможность возникновения пульсации в работе двигателя, а протяженность входного устройства, еще более стабилизирует его работу.

Прямоточный воздушно реактивный движитель вертолета центробежного нагнетания (ПВРДВЦНВ) состоит из: лопасти (1), комель (2) которой, является началом входного устройства (далее ВУ) двигателя. Вначале ВУ на комле лопасти, закреплена трубка подачи криогенного топлива (3) с форсункой (4), которые выполняют функцию центробежного насоса и распылителя жидкого топлива, поступающего в теплообменный испаритель криогенного топлива (5) с радиаторными пластинами для улучшения теплообмена с воздухом, имеющем герметично закрытое начало. Теплообменный испаритель топлива выполнен в виде силового элемента лопасти, лонжерона, расположенного внутри канала входного устройства (6), по всей длине лопасти. Металлическая консольная часть лопасти (7) выполнена пустотелой и состоит из продолжения ВУ (8), газохода газообразного топлива (9) и двигателя (10), который выполнен в виде камеры сгорания воздушно-реактивного двигателя (ВРД). Двигатель состоит из: корпуса (10.1), теплового экрана (10.2), топливного газовоздушного смесителя (10.3), жаровой камеры (10.4), вначале которой, по направлению газового потока, закреплена дуговая свеча стартового воспламенения (10.5). (Высоковольтный электрический провод свечи стартового воспламенения, не указан на фигуре, так как это не является основополагающим условием, и его расположение в лопасти, зависит от конструкторского решения). Жаровая камера двигателя, выполнена в форме сопла Лаваля, для максимального использования принципа реактивного движения. Все вышеперечисленные элементы движителя реактивного вертолета, изображены на фигурах 1, 2, 3, 4, 5, и соответствуют их цифровым обозначениям на них. На приведенных чертежах в разрезе по линии оси движителя показано осуществление способа создания реактивной тяги на примере соответствующего устройства, в виде прямоточного воздушно-реактивного движителя вертолета центробежного нагнетания воздуха (ПВРДВЦНВ). Стрелками на чертеже показано направление движения воздуха, топлива, продуктов сгорания, и направление движения самого движителя вокруг оси крепления к вертолету.

Прямоточный воздушно-реактивный движитель вертолета центробежного нагнетания работает следующим образом:

Воздух, поступающий в входное отверстие комля (2) лопасти (1), под действием центробежных сил, которые возникают при вращении лопасти закрепленной на валу вертолета, устремляется в канал входного устройства (6) двигателя, где по пути следования он охлаждается теплообменным испарителем криогенного топлива, которое обеспечивается вскипанием криогенного топлива, а как следствие охлаждение стенок криогенного теплообменного испарителя, впрыскиваемого из топливной трубки (3) форсункой (4) в теплообменный испаритель топлива (5), что и позволяет возникновению условий изотермического процесса центробежного сжатия воздуха. Длина испарителя позволяет поддерживать изотермический процесс сжатия по пути всего входного канала, который проходит по всей длине лопасти. Вовлечение изотермического процесса при центробежном сжатии воздуха, основанного на законе Бойля - Мариотта, позволяет сохранять условную объемную плотность воздуха, в отличии от адиабатного процесса, потому как из-за повышения температуры воздуха при адиабатном процессе сжатия, уменьшается его условная объемная плотность в следствии увеличения объема при нагревании, и как следствие, уменьшается величина давления при центробежном сжатии воздуха. Изотермический процесс сжатия воздуха способствует получению высокого коэффициента Pk входного устройства. Закон сохранения энергии Бернулли, в свою очередь, позволяет аккумулировать тепловую энергию в газовом топливе, выделенную при теплообмене охлаждаемого воздуха во входном устройстве, что взаимосвязано способствует экономии тепловой энергии, а как следствие необходимой величины топлива, при химической реакции сжигания его в камере сгорания двигателя, а конкретно в жаровой камере (10.4). Мелкая перфорация в начальной части жаровой камеры, способствует лучшему перемешиванию газо-воздушной смеси, стабилизации горения и препятствует попаданию пламени в полость перед жаровой камерой. Сжигание горючего газа происходит в сжатом воздухе в жаровой камере, а продукты сгорания направляются в реактивное сопло для создания реактивной тяги, необходимой для вращения движителя. Движитель же, вращаясь под действием реактивной силы, создает подъемную силу необходимую для полета вертолета, и условия работы устройства в целом.

Подмена адиабатного принципа сжатия воздуха на изотермический принцип, повышает давление воздуха в входном устройстве двигателя, соблюдение закона сохранения энергии, приводит к экономии топлива, необходимо-достаточного для работы двигателя. Расположение входного отверстия воздуха движителя в комлевой части лопасти, позволяет избавиться от вредного явления, такого как пульсация двигателя, что тоже ведет к экономии топлива и устойчивому режиму работы его.

На основании вышеизложенного, обеспечивается истечение газообразных продуктов сгорания через реактивное сопло двигателя с более значительным ускорением и массой, и как следствие, увеличение реактивной тяги двигателя. Это приводит к повышению КПД и эффективности работы движителя в целом, с применением простейших средств.

Наружные металлические поверхности консольной части лопасти обдуваются встречным воздухом, с обеспечением возможности охлаждения ее.

1. Движитель реактивного вертолета, состоящий из как минимум одной лопасти, прикрепленной к валу вертолета, содержащий входное устройство и воздуховод прямоточного воздушно-реактивного двигателя центробежного нагнетания воздуха, последовательно расположенного за входным устройством, камеру сгорания и реактивное сопло на консольной части лопасти, отличающийся тем, что входное отверстие прямоточного воздушно-реактивного движителя центробежного нагнетания воздуха расположено на комле лопасти, в которой по всей ее длине выполнен сквозной канал, являющийся продолжением входного отверстия двигателя и выполняющий функцию радиального воздуховода центробежного нагнетания, причем прямоточный воздушно-реактивный движитель центробежного нагнетания воздуха снабжен испарителем криогенного топлива, расположенным в сквозном канале лопасти по всей его длине.

2. Движитель реактивного вертолета по п.1, отличающийся тем, что испаритель криогенного топлива выполнен из алюминиевого сплава, дополнительно выполняющий функцию лонжерона лопасти.

poleznayamodel.ru

Реактивные вертолеты Евгения Глухарева — Авиация, техника и история.

Евгений Михайлович Глухарёв (Eugene Michael Gluhareff) родился в Петрограде (Санкт-Петербург) 5 апреля 1916 в семье авиаинженера Михаила Глухарёва (1892 -1967). После революции и гражданской войны в начале 20-х Глухарёвы через Финляндию перебрались в Америку, где Евгений поступил и закончил в 1940 году Политехнический институт Ренсслера (г. Трой, Нью-Йорк), став авиационным инженером.Сразу же после выпуска он стал работать в компании Sikorsky Aircraft Corporation в Бриджпорте, Коннектикут, работая под началом Игоря Сикорского, который очень много привлекал специалистов выходцев из России. В 1947 его назначили ответственным за разработку нового пульсирующего воздушно-реактивного двигателя (ПуВРД ) для модели вертолета. Всё прошло удачно, испытания прошли успешно, хотя модель в серию не пошла. А изобретенный двигатель получил название «Двигатель Глухарева». Ещё он разрабатывал двигатели для самолёта с возможностью вертикального взлёта.

В 1950 Евгений Глухарёв вместе с женой Аллой переехал в Калифорнию в корпорацию American Helicopter в качестве начальника группы предварительного дизайна, работая над экспериментальной моделью XH-26 Jet Jeep. Также Глухарев проектировал и испытывал машину XA-5 (Top Sergeant), для ВВС США.

В 1952 Евгений Михайлович переходит в Rotorcraft Corporation в Глендэйле, Калифорния, где занимается доработкой одноместного вертолета для ВМС США. В ходе работы Глухарев впервые в мире начал использовать пропан как топливо для реактивных двигателей.

Основав в 1951 свою собственную фирму E. Gluhareff Helicopters Corporation, он собрал 3 модели сверх-легких одноместных вертолетов MEG-1X, MEG-2X и MEG-3X с собственным двигателем G8-2-13 (tipjet). Испытывал аппараты Глухарев тоже сам.

В 1960 ВМС США заключили с ним контракт на разработку беспилотников. В 1964 Глухарев присоединился к Douglas Aircraft Company как инженер-исследователь в отдел ракетного и космического дизайна, и работал над ракетными двигателями в программе пилотируемых космических полётов Apollo. За время работы в Douglas Aircraft Глухарев принял участие в 4 запусках ракеты-носителя Сатурн.

В середине 60-х изобретенный им двигатель (Gluhareff Pressure Jet Engine) стал экспонатом Музея Науки в Лос Анджелесе. В 1972 Глухарев вернулся к работе в своей фирме, усовершенствуя изобретенный мотор путем увеличения тяги с 5 до 700 фунтов.

В начале 90-ых, уже будучи в летах, Евгений Михайлович создал и испытал одноместный вертолет EMG-300, что стало воплощением его профессиональной мечты о «летающем мотоцикле».

В его послужном списке целый ряд патентов, а также членство в Американском Ракетном Обществе и Американском Вертолетном Обществе. Инженер и изобретатель Евгений Михайлович Глухарев скончался 15 июля 1994 в Калифорнии.

Gluhareff MEG-1X  Реактивный ранцевый вертолет.Первый полет на привязи состоялся в феврале 1956 года.

Технические данные MEG-1x

Cиловая установка: двигатель, работающий на пропане, тягой 9кг,взлетный вес: 104кг,максимальная скорость: 88.5км/ч,статический потолок: 1500м,продолжительность полета: 14-18мин

Gluhareff MEG-2X 1960

Евгений Глухарев создал свою авиастроительную компанию в 1952 году, где проводил исследования в области использования реактивных двигателей для привода винта легких вертолетов.Он построил ранцевый вертолет MEG-1X с несущим винтом, в который использовал однолопостной винт с двигателем G8-2Затем создал вертолет MEG-2X, который имел уже двухлопастной несущий винт.  Следующим его проектом стал вертолет MEG-3X, который представлял из себя чашеобразную платформу с вертикальным расположением пилота на платформе и двухлопастной винт вращающийся под платформой.Ни один из проектов до коммерческого использования не был доведен.

Реактивные двигатели G-8-2 конструкции Глухарева тягой по 11кг расположены на концах лопастей. Вес без пилота 48кг, продолжительность полета 45мин.

 

t-yoke.ru

Топливная система вертолета с реактивными двигателями на лопастях

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям топливных систем вертолетов. Топливная система вертолета с реактивными двигателями на лопастях несущего винта содержит топливный бак (1) с насосом подкачки (2), топливопровод (3), участки которого расположены внутри вала несущего винта и внутри лопастей. В топливопроводе каждой лопасти установлен регулятор частоты вращения несущего винта. На участке топливопровода от насоса подкачки установлен электроприводной насос-регулятор запуска и малого газа (5) с выходами по числу двигателей (8), а также насос-регулятор рабочих режимов (7) двигателей (8) с приводом от вала (11) несущего винта через шестеренчатую передачу (12) коробки приводов (10). На входе в идущие по лопастям (14) топливопроводы (9) смонтирован топливный коллектор (15) для передачи топлива из неподвижных участков топливопроводов (9) к их подвижным участкам (9′) в каждой лопасти (14). Топливный коллектор (15) выполнен в виде двух отсеков (16) и (17). Неподвижный отсек (16) закреплен на неподвижной трубе (13) внутри вала (11) несущего винта. Подвижный отсек (17) закреплен на валу (11) несущего винта и выполнен с кольцевыми полостями (18) и (19) для передачи топлива. Достигается возможность устранить инерционность подачи топлива и регулирования давление топлива в поле центробежных сил. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиастроению, а именно к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке, а более конкретно к топливным системам вертолета, в котором реактивные двигатели размещены на лопастях несущего винта, например на концах лопастей, и топливная система функционирует в поле действия центробежных сил.

Известна схема питания топливом, в которой топливопровод размещен внутри вала несущего винта и далее проходит по лопасти к топливному коллектору реактивного двигателя, расположенного на конце лопасти вертолета. На входе в идущий в лопасти топливопровод установлено дросселирующее устройство [Масленников М.М. и др. «Газотурбинные двигатели на вертолетах». - М.: Машиностроение. - 1969, с. 307, рис. 9.12].

Недостатком данной системы является ее инерционность на переходных режимах работы двигателя, когда требуется дополнительное время на заполнение или опорожнение топливопровода в лопасти при регулировании расхода топлива [там же, с. 308].

Известно также устройство подачи топлива в двигатели, расположенные на концах лопастей винтокрылых летательных аппаратов (патент GB 666797, F02C 07/22, B64C 27/00, B64C 27/18, публикация 20.02.1952 г.), состоящее из двух насосов, а также из системы двух и более топливопроводов в каждой лопасти и клапана-регулятора, выполненного с возможностью управления подачей топлива к двигателю. Клапан-регулятор состоит из подвижного игольчатого клапанного элемента с непроницаемой для жидкости диафрагмой, которая с помощью пружины перемещается вдоль оси при изменении давления топлива. Клапан-регулятор помещен в корпус, состоящий из двух отсеков, каждый из которых соединен с топливопроводом. Питающий топливопровод подводит топливо ниже диафрагмы с помощью центробежного насоса. Другой топливопровод выше диафрагмы предназначен для изменения в клапане давления путем сбрасывания излишнего топлива. Дополнительный насос управления поддерживает постоянную регулируемую величину приращения давления суммарно с давлением от центробежного насоса. Устройство позволяет регулировать давление в двигателях с помощью отведения топлива в разветвленную систему дополнительных топливопроводов.

Недостатком этого устройства является его инерционность и сложность конструкции, обусловленная многодетальностью.

Целями технического решения являются упрощение топливной системы вертолета, устранение инерционности подачи топлива и регулирование давления топлива в двигателе в поле действия центробежных сил.

Поставленные цели достигаются благодаря тому, что топливная система вертолета с реактивными двигателями на лопастях несущего винта содержит топливный бак с насосом подкачки, топливопровод, участки которого расположены внутри вала несущего винта и внутри лопастей, причем в топливопроводе каждой лопасти установлен регулятор частоты вращения несущего винта, в соответствии с изобретением на участке топливопровода от насоса подкачки установлен электроприводной насос-регулятор запуска и малого газа с выходами по числу двигателей и насос-регулятор рабочих режимов двигателей с приводом от вала несущего винта через шестеренчатую передачу коробки приводов, при этом на валу несущего винта на входе в идущие по лопастям топливопроводы смонтирован топливный коллектор, выполненный с возможностью передачи топлива из неподвижных участков топливопроводов к их подвижным участкам в каждой лопасти. Причем топливный коллектор для обеспечения топливом двигателей на лопастях содержит два отсека: неподвижный отсек, закрепленный на неподвижной трубе, которая расположена внутри вала несущего винта, и подвижный отсек, который закреплен на валу несущего винта и выполнен с кольцевыми полостями для подачи топлива. Причем регулятор частоты вращения несущего винта установлен вблизи двигателя и выполнен в виде иглы с упором, опирающимся на пружину, с возможностью возвратно-поступательного осевого перемещения иглы и изменения проходного отверстия топливопровода.

Использование электроприводного насоса-регулятора запуска и малого газа, а также насоса-регулятора рабочих режимов двигателей с приводом от вала несущего винта устраняет инерционность подачи топлива.

Размещение топливного коллектора на валу несущего винта на входе в идущие по лопастям топливопроводы позволяет отказаться от сложной многокомпонентной системы топливопроводов, вследствие чего упрощается конструкция системы.

Размещение регулятора частоты вращения несущего винта вблизи двигателя в топливопроводе каждой лопасти приводит к устранению инерционности подачи топлива и регулированию давления топлива перед форсунками двигателя в поле действия центробежных сил.

Устройство топливной системы вертолета поясняется чертежами, где изображены:

На фиг. 1 - схема топливной системы вертолета с реактивными двигателями на лопастях.

На фиг. 2 - схема регулятора частоты вращения несущего винта.

В нижней части топливного бака 1 (фиг. 1) размещен насос подкачки 2.

Выход насоса подкачки 2 соединен топливопроводом 3 через фильтр 4 со входом электроприводного насоса-регулятора запуска и малого газа 5 (например, КТА 717), который связан с электродвигателем 6.

Выходы насоса-регулятора запуска и малого газа 5 соединены со входами насоса-регулятора рабочих режимов 7 двигателей 8 (например, КТА 718) отдельными топливопроводами 9. Количество выходов насоса-регулятора запуска и малого газа 5 соответствует количеству двигателей 8.

Насос-регулятор рабочих режимов 7 (КТА 718) включает в себя (не показаны): топливный насос, стоп-краны двигателей, системы ограничения максимального расхода топлива, беспомпажного разгона и останова двигателей, систему ограничения максимальных частот вращения и температуры двигателей.

Насос-регулятор рабочих режимов 7 размещен на коробке приводов 10 с приводом от вала 11 несущего винта (не показан) через шестеренчатую передачу 12.

Неподвижные участки топливопровода 9 расположены в неподвижной трубе 13, установленной внутри вала 11. На входе в идущие по лопастям 14 подвижные участки 9′ топливопроводов 9 смонтирован топливный коллектор 15, который предназначен для передачи топлива из неподвижных участков топливопроводов 9 к их подвижным участкам 9′. Топливный коллектор 15 содержит два отсека: неподвижный отсек 16, закрепленный на неподвижной трубе 13, и подвижный отсек 17, который закреплен на валу 11 несущего винта. Подвижный отсек 17 выполнен с кольцевыми полостями 18 и 19, количество которых равно количеству двигателей 8.

Пожарный кран 20, центробежный регулятор частоты вращения 21 несущего винта с функцией дросселирующего устройства и фильтр 22 последовательно установлены перед форсунками 23 на подвижных участках 9′ каждого топливопровода 9 вблизи двигателей 8.

Регулятор частоты вращения 21 несущего винта (фиг. 2) выполнен в виде иглы 24 с упором 25, опирающимся на пружину 26. Игла 24 установлена с возможностью возвратно-поступательного осевого перемещения и изменения проходного отверстия подвижного участка 9′ топливопровода 9 вблизи двигателя 8.

Топливная система вертолета с реактивными двигателями на лопастях несущего винта работает следующим образом: из топливного бака 1 (фиг. 1) с помощью насоса подкачки 2 топливо подается по топливопроводу 3 через фильтр 4 к насосу-регулятору запуска и малого газа 5.

При запуске двигателей 8 и на оборотах малого газа давление топлива перед форсунками 23 создается электроприводным насосом-регулятором запуска и малого газа 5. Тяга двигателей 8 увеличивается и, соответственно, увеличивается частота вращения несущего винта. При достижении рабочей частоты вращения несущего винта вращающийся вал 11 с помощью шестеренчатой передачи 12 приводит в действие насос-регулятор рабочих режимов 7, который поддерживает необходимое давление топлива в топливопроводах 9.

Из насоса-регулятора рабочих режимов 7 по топливопроводам 9 топливо поступает в неподвижный отсек 16 топливного коллектора 15, а затем в кольцевые полости 18 и 19 подвижного отсека 17. Таким образом осуществляется передача топлива из неподвижных участков топливопроводов 9 к их подвижным участкам 9′ в каждой лопасти 14. Далее топливо попадает на форсунки 23.

Центробежный регулятор частоты вращения 21 (фиг. 2) несущего винта установлен в подвижном участке 9′ топливопровода 9 вблизи двигателя 8. С увеличением частоты вращения несущего винта в топливопроводе 9 лопасти 14 увеличивается центробежная сила, действующая на иглу 24. Упор 25 иглы 24 сжимает пружину 26, игла 24 перемещается, что приводит к уменьшению проходного отверстия в топливопроводе 9 лопасти 14. Сопутствующее этому уменьшение расхода топлива приводит к снижению тяги двигателя 8 и частоты вращения несущего винта.

С уменьшением частоты вращения несущего винта уменьшается центробежная сила, действующая на регулятор частоты вращения 21 несущего винта, при этом игла 24 под действием пружины 26 перемещается в обратном направлении, и увеличивается проходное отверстие в подвижном участке 9′ топливопровода 9 лопасти 14, а расход топлива возрастает. Это приводит к увеличению тяги двигателя 8 и частоты вращения несущего винта.

При установившейся рабочей частоте вращения несущего винта давление топлива перед форсунками 23 создается центробежной силой вращающейся лопасти 14. При этом столб топлива в подвижном участке 9′ топливопровода 9 разрывается после прохождения топливного коллектора 15 и давление топлива зависит от величины столба топлива. Регулирование давления перед форсунками 23 осуществляется насосом-регулятором рабочих режимов 7.

Столб топлива достигает определенной величины, которая соответствует такому давлению перед форсунками 23, при котором расход топлива через них соответствует количеству поступающего топлива. При уменьшении расхода топлива величина столба топлива уменьшается. Давление снижается, соответственно уменьшается расход топлива через форсунки 23, что приводит к уменьшению тяги двигателя 8.

Топливная система по заявленному изобретению может быть реализована в конструкции вертолета с двумя и более реактивными двигателями, установленными на лопастях несущего винта.

1. Топливная система вертолета с реактивными двигателями на лопастях несущего винта, содержащая топливный бак с насосом подкачки, топливопровод, участки которого расположены внутри вала несущего винта и внутри лопастей, причем в топливопроводе каждой лопасти установлен регулятор частоты вращения несущего винта, отличающаяся тем, что на участке топливопровода от насоса подкачки установлен электроприводной насос-регулятор запуска и малого газа с выходами по числу двигателей, а также насос-регулятор рабочих режимов двигателей с приводом от вала несущего винта через шестеренчатую передачу коробки приводов, при этом на валу несущего винта на входе в идущие по лопастям топливопроводы смонтирован топливный коллектор, выполненный с возможностью передачи топлива из неподвижных участков топливопроводов к их подвижным участкам в каждой лопасти.

2. Топливная система по п. 1, отличающаяся тем, что топливный коллектор для обеспечения топливом двигателей на лопастях содержит два отсека: неподвижный отсек, закрепленный на неподвижной трубе, которая расположена внутри вала несущего винта, и подвижный отсек, который закреплен на валу несущего винта и выполнен с кольцевыми полостями для подачи топлива.

3. Топливная система по п. 1, отличающаяся тем, что регулятор частоты вращения несущего винта установлен вблизи двигателя и выполнен в виде иглы с упором, опирающимся на пружину, с возможностью возвратно-поступательного осевого перемещения иглы и изменения проходного отверстия топливопровода.

www.findpatent.ru

Первый реактивный вертолет. Судьба В-7

В середине 1950-х, когда в основном завершилось проектирование вертолета Ми-6, конструкторы ОКБ имени М.Л.Миля приступили к поиску путей дальнейшего увеличения грузоподъемности винтокрылых летательных аппаратов. Одним из наиболее приоритетных направлений в те годы считалось создание винтокрылых машин с приводом несущего винта (НВ) от реактивных двигателей, установленных на концах лопастей.

 

Ожидалось, что отсутствие механической трансмиссии не только упростит и облегчит конструкцию вертолета, но и значительно повысит его весовое совершенство. Так как при таком приводе реактивный момент НВ отсутствует, то исчезает и надобность в энергоемких и громоздких средствах его парирования, что также упрощает компоновку и центровку вертолета. Из всех видов реактивного привода наиболее экономичным представлялась установка с ТРД.

Конструкторы рассматривали эскизный проект сверхтяжелого вертолета-крана с несущим винтом диаметром около 60 м, но прежде чем приступить к его более тщательной проработке М.Л.Миль решил построить маленький опытный четырехместный вертолет, на котором опробовать данную концепцию и приобрести необходимый опыт Получил поддержку.ГВФ и военных. В декабре 1956 г. правительство издало постановление о разработке опытного вертолета В-7 с реактивным приводом несущего винта. Проектирование и строительство винтокрылого аппарата, самого маленького и легкого из когда-либо построенных ми-левцами, двигалось очень быстро. В декабре 1957-го рабочее проектирование было в основном закончено и в опытном производстве 329-го завода заложили сразу серию из пяти машин. Ведущим конструктором по В-7 назначили сначала А.В.Кочкина, а затем Г.Г.Лазарева.

Основу конструкции составлял цельнометаллический каплевидный фюзеляж полумонококовой клепаной конструкции. В верхней части силовых шпангоутов монтировалась на болтах литая плита. К фланцу плиты крепился редуктор, состоявший извала НВ (на его оси смонтировали втулку несущего винта с лопастями и автомат перекоса) и приводов агрегатов. К переднему торцу плиты присоединялся кронштейн с качалками управления и гидроусилителями. По бокам фюзеляжа находилось три двери.

В кабине помимо летчика могли разместиться три пассажира или носилки с больным и сопровождающий медработник. Под полом находился топливный бак. Помпа подавала горючее в топливный регулятор, затем в коллектор вала НВ и оттуда центробежная сила гнала керосин к ТРД на концах двухлопастного несущего винта.

Лопасти прямоугольной формы имели стальной лонжерон с деревянным каркасом и фанерной обшивкой. Они крепились к втулке посредством осевых и общего горизонтального шарниров. В носке лопастей были проложены две трубки топливопитания. Электропроводка проходила внутри лонжерона. Вверху на конце вала НВ монтировался токосъемник приборов силовой установки.

Конструкторы вертолета при разработке системы путевого управления планировали обойтись хвостовым оперением в индуктивном потоке, но сопровождавшие разработку В-7 исследования моделей в аэродинамической трубе показали необходимость сохранения рулевого винта. Его установили сзади фюзеляжа, на короткой трубчатой ферме. Таким образом, избежать установки на вертолет трансмиссии не удалось.

На В-7 конструкторы впервые применили шасси полозкового типа. Смонтированные на задних поперечных трубах гидроамортизаторы служили для предупреждения земного резонанса. В-7 оснащался облегченным комплектом приборного оборудования, предусматривалось его оснащение в военном варианте и навесной системой вооружения.

Одной из сложнейших задач при строительстве и доводке В-7 стала сильная зависимость от смежников — создателей силовой установки. Успешное воплощение идеи вертолета с реактивным приводом НВ зависело, в первую очередь, от разработки достаточно легких и малогабаритных двигателей, способных надежно работать при воздействии центробежных сил и больших перегрузок, а также надежных систем топливопитания и управления ими Из многих руководителей авиамоторных ОКБ, привлеченных к решению проблемы, за создание ТРД взялся только главный конструктор А.Г.Ивченко. Под его руководством разработали ТРД АИ-7 с центробежным компрессором и одноступенчатой турбиной. Для уравновешивания гироскопических моментов ТРД оснастили тремя маховиками, вращавшимися в сторону, противоположную турбине. Решение было простейшим, но как показали дальнейшие события, не правильным.

Двигатели АИ-7 поступили на 329-й завод в декабре 1959-го, когда вертолет уже собрали. Сразу после первого запуска ТРД возникли трудности с силовой установко: двигатель не выходил на рабочие обороты и не развивал заданную тягу, перегревалась маслосистема. Причиной малых оборотов была большая потребная мощность для вращения маховиков. Поэтому их пришлось снять с двигателей.

Для улучшения охлаждения в ОКБ спроектировали уникальный трубчатый маслорадиатор, установленный вокруг воздухозаборника. Теперь АИ-7 стал развивать расчетную тягу, но все нагрузки от гироскопического момента перешли на несущую систему вертолета.

Вертолет с реактивным приводом НВ оказался значительно сложней, чем предполагалось. Доводка В-7 и его силовой установки растянулась на многие годы. Для совершенствования АИ-7 привлекли специалистов и испытательные лаборатории ЦИАМ. Несколько лет ушло на обеспечение работы двигателей при воздействии центробежных сил и только 19 февраля 1962-го предприняли попытку подъема в воздух на привязи. В-7 не смог оторваться от земли. Под воздействием гироскопического момента двигателей лопасти НВ закручивались на отрицательный угол, их обшивка покрывалась гофрами, что вместе с незакапотированными двигателями создавало большое сопротивление вращению.

Кроме того, гидроусилитель в системе управления общим шагом НВ оказался недостаточным для преодоления нагрузок. Вибрации вертолета были большие. Вновь потребовались многие месяцы переделок и доводки. Двигатели отправлены на доработку, лопасти отремонтированы, гидроусилитель системы управления общим шагом заменен на более мощный, для двигателей спроектированы капоты.

В апреле 1965 г. испытания В-7 на привязи вновь возобновились, но при первой раскрутке заклинило один из двигателей. Пришлось его возвращать на завод-изготовитель. Наконец, 20 сентября испытателям удалось дважды добиться устойчивого зависания. Испытания проводил механик В.А. Колосков. Висение происходило на пониженных оборотах НВ, так как в этом случае двигатели создавали меньший крутящий момент и лопасти не деформировались.

В 1965-м испытатели должны были проверить фактическую мощность на различных оборотах НВ, однако этот год стал последним в истории разработки В-7. Во время испытания на максимальных оборотах и взлетном режиме двигателей 11 ноября 1965 г. произошло разрушение почти одновременно обеих силовых установок. Как выяснилось позже, взлетные обороты АИ-7 были критическими. Компрессоры вошли в резонансные колебания и, выломав корпуса, улетели вместе с задними частями двигателей. Вертолет без повреждений плавно опустился на землю.

Конструкторы вынуждены были признать дальнейшую доводку АИ-7 бесперспективной. Свои надежды они возлагали на разработанный в ЦИАМ новый ТРД МД-3, гироскопический момент на котором уравновешивался за счет противоположного вращения компрессора и турбины. Но и этот двигатель нуждался в длительной доводке, как, впрочем, и многие другие элементы вертолета. Расход топлива при схеме с реактивным приводом несущего винта оказался значительно больше, чем ожидалось. Высок был и уровень шума. Увеличивать грузоподъемность вертолетов в 60-е годы М.Л.Миль посчитал более целесообразным путем использования многовинтовых схем с механической трансмиссией. Доводку В-7 прекратили.

В-7 является первым и единственным в мире реактивным вертолетом с ТРД на концах лопастей. Милевцы приобрели бесценный опыт в создании винтокрылых летательных аппаратов такого типа. На основе проведенных испытаний они сделали вывод о реальности постройки в будущем вертолета с ТРД на концах лопастей. Преимущества такого вертолета будут расти с увеличением его размерности.Модификация В-7Диаметр несущего винта, м 11.60Длина,м 6.23Высота ,м 2.91Масса, кг пустого 730нормальная взлетная 835максимальная взлетная 1050Тип двигателя 2 ТРД АИ-7Тяга, кгс 2 х 56Практический потолок, м Экипаж, чел 1Полезная нагрузка: 3 пассажира

источник

Спасибо

feldgrau.info

Первый реактивный вертолет. Судьба В-7 / Блог им. Walker / magSpace.ru

В середине 1950-х, когда в основном завершилось проектирование вертолета Ми-6, конструкторы ОКБ имени М.Л.Миля приступили к поиску путей дальнейшего увеличения грузоподъемности винтокрылых летательных аппаратов. Одним из наиболее приоритетных направлений в те годы считалось создание винтокрылых машин с приводом несущего винта (НВ) от реактивных двигателей, установленных на концах лопастей.

Ожидалось, что отсутствие механической трансмиссии не только упростит и облегчит конструкцию вертолета, но и значительно повысит его весовое совершенство. Так как при таком приводе реактивный момент НВ отсутствует, то исчезает и надобность в энергоемких и громоздких средствах его парирования, что также упрощает компоновку и центровку вертолета. Из всех видов реактивного привода наиболее экономичным представлялась установка с ТРД.

Конструкторы рассматривали эскизный проект сверхтяжелого вертолета-крана с несущим винтом диаметром около 60 м, но прежде чем приступить к его более тщательной проработке М.Л.Миль решил построить маленький опытный четырехместный вертолет, на котором опробовать данную концепцию и приобрести необходимый опыт Получил поддержку.ГВФ и военных. В декабре 1956 г. правительство издало постановление о разработке опытного вертолета В-7 с реактивным приводом несущего винта. Проектирование и строительство винтокрылого аппарата, самого маленького и легкого из когда-либо построенных ми-левцами, двигалось очень быстро. В декабре 1957-го рабочее проектирование было в основном закончено и в опытном производстве 329-го завода заложили сразу серию из пяти машин. Ведущим конструктором по В-7 назначили сначала А.В.Кочкина, а затем Г.Г.Лазарева.

Основу конструкции составлял цельнометаллический каплевидный фюзеляж полумонококовой клепаной конструкции. В верхней части силовых шпангоутов монтировалась на болтах литая плита. К фланцу плиты крепился редуктор, состоявший извала НВ (на его оси смонтировали втулку несущего винта с лопастями и автомат перекоса) и приводов агрегатов. К переднему торцу плиты присоединялся кронштейн с качалками управления и гидроусилителями. По бокам фюзеляжа находилось три двери.

В кабине помимо летчика могли разместиться три пассажира или носилки с больным и сопровождающий медработник. Под полом находился топливный бак. Помпа подавала горючее в топливный регулятор, затем в коллектор вала НВ и оттуда центробежная сила гнала керосин к ТРД на концах двухлопастного несущего винта. Лопасти прямоугольной формы имели стальной лонжерон с деревянным каркасом и фанерной обшивкой. Они крепились к втулке посредством осевых и общего горизонтального шарниров. В носке лопастей были проложены две трубки топливопитания.

Электропроводка проходила внутри лонжерона. Вверху на конце вала НВ монтировался токосъемник приборов силовой установки.

Конструкторы вертолета при разработке системы путевого управления планировали обойтись хвостовым оперением в индуктивном потоке, но сопровождавшие разработку В-7 исследования моделей в аэродинамической трубе показали необходимость сохранения рулевого винта. Его установили сзади фюзеляжа, на короткой трубчатой ферме. Таким образом, избежать установки на вертолет трансмиссии не удалось.

На В-7 конструкторы впервые применили шасси полозкового типа. Смонтированные на задних поперечных трубах гидроамортизаторы служили для предупреждения земного резонанса. В-7 оснащался облегченным комплектом приборного оборудования, предусматривалось его оснащение в военном варианте и навесной системой вооружения.

Одной из сложнейших задач при строительстве и доводке В-7 стала сильная зависимость от смежников — создателей силовой установки. Успешное воплощение идеи вертолета с реактивным приводом НВ зависело, в первую очередь, от разработки достаточно легких и малогабаритных двигателей, способных надежно работать при воздействии центробежных сил и больших перегрузок, а также надежных систем топливопитания и управления ими Из многих руководителей авиамоторных ОКБ, привлеченных к решению проблемы, за создание ТРД взялся только главный конструктор А.Г.Ивченко. Под его руководством разработали ТРД АИ-7 с центробежным компрессором и одноступенчатой турбиной. Для уравновешивания гироскопических моментов ТРД оснастили тремя маховиками, вращавшимися в сторону, противоположную турбине. Решение было простейшим, но как показали дальнейшие события, не правильным.

 

Двигатели АИ-7 поступили на 329-й завод в декабре 1959-го, когда вертолет уже собрали. Сразу после первого запуска ТРД возникли трудности с силовой установко: двигатель не выходил на рабочие обороты и не развивал заданную тягу, перегревалась маслосистема. Причиной малых оборотов была большая потребная мощность для вращения маховиков. Поэтому их пришлось снять с двигателей.

Для улучшения охлаждения в ОКБ спроектировали уникальный трубчатый маслорадиатор, установленный вокруг воздухозаборника. Теперь АИ-7 стал развивать расчетную тягу, но все нагрузки от гироскопического момента перешли на несущую систему вертолета.

Вертолет с реактивным приводом НВ оказался значительно сложней, чем предполагалось. Доводка В-7 и его силовой установки растянулась на многие годы. Для совершенствования АИ-7 привлекли специалистов и испытательные лаборатории ЦИАМ. Несколько лет ушло на обеспечение работы двигателей при воздействии центробежных сил и только 19 февраля 1962-го предприняли попытку подъема в воздух на привязи. В-7 не смог оторваться от земли. Под воздействием гироскопического момента двигателей лопасти НВ закручивались на отрицательный угол, их обшивка покрывалась гофрами, что вместе с незакапотированными двигателями создавало большое сопротивление вращению.

Кроме того, гидроусилитель в системе управления общим шагом НВ оказался недостаточным для преодоления нагрузок.

Вибрации вертолета были большие. Вновь потребовались многие месяцы переделок и доводки. Двигатели отправлены на доработку, лопасти отремонтированы, гидроусилитель системы управления общим шагом заменен на более мощный, для двигателей спроектированы капоты.

В апреле 1965 г. испытания В-7 на привязи вновь возобновились, но при первой раскрутке заклинило один из двигателей.

Пришлось его возвращать на завод-изготовитель. Наконец, 20 сентября испытателям удалось дважды добиться устойчивого зависания. Испытания проводил механик В.А. Колосков. Висение происходило на пониженных оборотах НВ, так как в этом случае двигатели создавали меньший крутящий момент и лопасти не деформировались.

В 1965-м испытатели должны были проверить фактическую мощность на различных оборотах НВ, однако этот год стал последним в истории разработки В-7. Во время испытания на максимальных оборотах и взлетном режиме двигателей 11 ноября 1965 г. произошло разрушение почти одновременно обеих силовых установок. Как выяснилось позже, взлетные обороты АИ-7 были критическими. Компрессоры вошли в резонансные колебания и, выломав корпуса, улетели вместе с задними частями двигателей. Вертолет без повреждений плавно опустился на землю.

Конструкторы вынуждены были признать дальнейшую доводку АИ-7 бесперспективной. Свои надежды они возлагали на разработанный в ЦИАМ новый ТРД МД-3, гироскопический момент на котором уравновешивался за счет противоположного вращения компрессора и турбины. Но и этот двигатель нуждался в длительной доводке, как, впрочем, и многие другие элементы вертолета. Расход топлива при схеме с реактивным приводом несущего винта оказался значительно больше, чем ожидалось.

Высок был и уровень шума. Увеличивать грузоподъемность вертолетов в 60-е годы М.Л.Миль посчитал более целесообразным путем использования многовинтовых схем с механической трансмиссией. Доводку В-7 прекратили.

В-7 является первым и единственным в мире реактивным вертолетом с ТРД на концах лопастей. Милевцы приобрели бесценный опыт в создании винтокрылых летательных аппаратов такого типа. На основе проведенных испытаний они сделали вывод о реальности постройки в будущем вертолета с ТРД на концах лопастей. Преимущества такого вертолета будут расти с увеличением его размерности.

Модификация В-7

Диаметр несущего винта, м 11.60 Длина, м 6.23 Высота, м 2.91 Масса, кг пустого 730 нормальная взлетная 835 максимальная взлетная 1050 Тип двигателя 2 ТРД АИ-7 Тяга, кгс 2 х 56 Экипаж, чел 1 Полезная нагрузка: 3 пассажира

magspace.ru

Реактивный вертолет

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям реактивных приводов несущих винтов. Вертолет с реактивным приводом несущего винта имеет автомат перекоса, систему подачи горючего, систему энергообеспечения, реактивные двигатели, обеспечивающие вращение лопастей несущего винта без редуктора. Реактивные двигатели размещены внутри лопастей вдоль их осей с движением газового потока через двигатели в направлении от оси винта к периферии лопастей с выходом газов в сторону задней кромки лопастей несущего винта, т.е. в сторону, противоположную направлению вращения несущего винта. Дополнительные реактивные двигатели размещены на втулке несущего винта с движением газового потока через двигатели в направлении от оси несущего винта в сторону, противоположную направлению вращения несущего винта. Повышается эффективность работы и мощность вертолета. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Известны реактивные вертолеты с приводом несущего винта от расположенных на концах несущих лопастей прямоточных двигателей, известны вертолеты с компрессионным приводом, когда сжатый воздух или отработанные газы от газотурбинного двигателя прокачиваются через лопасти винта и выбрасываются через сопла на задней кромке лопастей, известны вертолеты с дожиганием горючего в соплах лопастей, куда подается сжатый воздух.

Как правило, все эти вертолеты экономически не эффективны, т.к. прокачка воздуха через лопасти связана с большими потерями на сопротивление в самих лопастях и во втулке винта, кроме того, уплотнения для подачи воздуха и горючего от неподвижной оси винта к подвижной втулке несущего винта создают значительное сопротивление вращению винта и, кроме потери мощности винта, создают дополнительный момент вращения, передаваемый вертолету.

Известен мини-вертолет, созданный группой Б.Я. Жеребцова, Ю.С. Брагинского и Ю.Л. Старинина, оснащенный двухлопастным винтом и миниатюрными прямоточными, пульсирующими двигателями, установленными на концах лопастей. Длина двигателей не превышала 25 см.

Мини-вертолет имел следующие недостатки:

1) высокий расход топлива;

2) уменьшение тяги двигателей при раскручивании винта до 45% к номиналу;

3) ухудшенное качество винта в режиме авторотации;

4) сильный шум от двигателей.

Анализ этих недостатков показывает, что низкая тяга двигателей объясняется тем, что двигатели имеют малую длину и выхлопные газы не разгоняются в коротком сопле до скоростей 300-400 м\сек, поэтому возрастает частота пульсаций в пульсирующих двигателях в 2-3 раза, а это приводит к повышению расхода горючего тоже в 2-3 раза. Далее двигатели располагаются на концах лопастей, где скорость набегающего потока воздуха на двигатели - максимальна, поэтому при раскрутке винта тяга двигателей падает до 45%, чтобы избавиться от последнего недостатка, необходимо, чтобы воздух засасывался в двигатель в зоне оси несущего винта, желательно сверху вниз, в этом случае входящий в двигатель воздух не имеет импульса и поэтому тяга двигателя не будет зависеть от скорости вращения винта.

Таким образом можно сделать реактивный вертолет в несколько (2,5×2,5×2,5×2,5×1,55=19,8) раз более эффективным, чем прототип, т.е. время полета ранцевого вертолета возрастет с 20 мин. до 5 часов, с тем же запасом горючего.

Целью предлагаемого изобретения является реактивный вертолет с меньшим расходом топлива, с тягой двигателей, не уменьшающейся от скорости вращения винта, улучшение авторотационных свойств винта.

Достигается она тем, что двигатель реактивный, например пульсирующий или мини-ТРД, рис 1, 2, п. 4, помещается во внутрь лопастей с проходом воздуха, газовой смеси, выхлопных газов от оси несущего винта к периферии с выходом выхлопных газов через выхлопные сопла, расположенные в задних кромках лопастей п. 8.

Для увеличения мощности вертолета реактивные двигатели (ТРД), п. 5, рис. 1, 2, устанавливаются на втулку несущего винта с выходом реактивной струи в сторону задней кромки лопасти несущего винта п. 9.

На рис. 1 и 2 приведены чертежи предлагаемого реактивного вертолета.

Краткое описание чертежей

На рис. 1 и 2 изображена фронтальная проекция узла несущего винта и вид сверху предлагаемого реактивного вертолета без автомата перекоса, без системы подачи горючего, без системы энергообеспечения.

Ось п. 1 рис. 1 реактивного вертолета соединена неподвижно с корпусом п.10 вертолета, на ось с помощью подшипниковой пары п.6 установлена свободно-вращающаяся втулка п. 2, в верхней части которой укреплены оси п. 11 на подшипниковых парах п. 7 колебания лопастей несущего винта п. 3, внутри лопастей установлены реактивные двигатели (ПуВРД или ТРД) п. 4. Для увеличения мощности реактивного вертолета реактивные двигатели п. 5 устанавливаются на втулку п. 2 несущего винта, рис. 1, 2.

Работает вертолет следующим образом:

Горючее поступает через систему питания в камеры сгорания двигателей, расположенных в лопастях несущего винта, продукты сгорания ускоряются в сопле двигателя п. 4, рис.(1 и 2), поворачиваются на 90° в сторону задней кромки лопасти и выходят, разгоняя лопасти несущего винта. Т.к. воздух в лопастные двигатели заходит со стороны оси несущего винта, тяга двигателей не уменьшается при раскрутке несущего винта. Для увеличения мощности вертолета реактивные двигатели п. 5 (рис. 1, 2) устанавливаются на свободно вращающуюся втулку п. 2 несущего винта п. 3 (рис. 1, 2) перпендикулярно втулке п. 2, рис. 1, с выходом выхлопных газов в сторону, противоположную направлению вращения несущего винта, как показано на рис. 2, п. 9, при этом входной диффузор двигателя может быть как параллелен выхлопному соплу, так и перпендикулярен, чтобы также избавиться от снижения тяги реактивных двигателей при раскрутке несущего винта.

1. Вертолет с реактивным приводом несущего винта, имеющий автомат перекоса, систему подачи горючего, систему энергообеспечения, реактивные двигатели, обеспечивающие вращение лопастей несущего винта без редуктора, отличающийся тем, что реактивные двигатели размещены внутри лопастей вдоль их осей с движением газового потока через двигатели в направлении от оси винта к периферии лопастей с выходом газов в сторону задней кромки лопастей несущего винта, т.е. в сторону, противоположную направлению вращения несущего винта.

2. Вертолет по п. 1, отличающийся тем, что для повышения мощности вертолета, реактивные двигатели размещены на втулке несущего винта с движением газового потока через двигатели в направлении от оси несущего винта в сторону, противоположную направлению вращения несущего винта.

www.findpatent.ru

Первый реактивный вертолет. Судьба В-7

В середине 1950-х, когда в основном завершилось проектирование вертолета Ми-6, конструкторы ОКБ имени М.Л.Миля приступили к поиску путей дальнейшего увеличения грузоподъемности винтокрылых летательных аппаратов. Одним из наиболее приоритетных направлений в те годы считалось создание винтокрылых машин с приводом несущего винта (НВ) от реактивных двигателей, установленных на концах лопастей.

Ожидалось, что отсутствие механической трансмиссии не только упростит и облегчит конструкцию вертолета, но и значительно повысит его весовое совершенство. Так как при таком приводе реактивный момент НВ отсутствует, то исчезает и надобность в энергоемких и громоздких средствах его парирования, что также упрощает компоновку и центровку вертолета. Из всех видов реактивного привода наиболее экономичным представлялась установка с ТРД.

Конструкторы рассматривали эскизный проект сверхтяжелого вертолета-крана с несущим винтом диаметром около 60 м, но прежде чем приступить к его более тщательной проработке М.Л.Миль решил построить маленький опытный четырехместный вертолет, на котором опробовать данную концепцию и приобрести необходимый опыт Получил поддержку.ГВФ и военных. В декабре 1956 г. правительство издало постановление о разработке опытного вертолета В-7 с реактивным приводом несущего винта. Проектирование и строительство винтокрылого аппарата, самого маленького и легкого из когда-либо построенных ми-левцами, двигалось очень быстро. В декабре 1957-го рабочее проектирование было в основном закончено и в опытном производстве 329-го завода заложили сразу серию из пяти машин. Ведущим конструктором по В-7 назначили сначала А.В.Кочкина, а затем Г.Г.Лазарева.

Основу конструкции составлял цельнометаллический каплевидный фюзеляж полумонококовой клепаной конструкции. В верхней части силовых шпангоутов монтировалась на болтах литая плита. К фланцу плиты крепился редуктор, состоявший извала НВ (на его оси смонтировали втулку несущего винта с лопастями и автомат перекоса) и приводов агрегатов. К переднему торцу плиты присоединялся кронштейн с качалками управления и гидроусилителями. По бокам фюзеляжа находилось три двери.

В кабине помимо летчика могли разместиться три пассажира или носилки с больным и сопровождающий медработник. Под полом находился топливный бак. Помпа подавала горючее в топливный регулятор, затем в коллектор вала НВ и оттуда центробежная сила гнала керосин к ТРД на концах двухлопастного несущего винта.

Лопасти прямоугольной формы имели стальной лонжерон с деревянным каркасом и фанерной обшивкой. Они крепились к втулке посредством осевых и общего горизонтального шарниров. В носке лопастей были проложены две трубки топливопитания. Электропроводка проходила внутри лонжерона. Вверху на конце вала НВ монтировался токосъемник приборов силовой установки.

Конструкторы вертолета при разработке системы путевого управления планировали обойтись хвостовым оперением в индуктивном потоке, но сопровождавшие разработку В-7 исследования моделей в аэродинамической трубе показали необходимость сохранения рулевого винта. Его установили сзади фюзеляжа, на короткой трубчатой ферме. Таким образом, избежать установки на вертолет трансмиссии не удалось.

На В-7 конструкторы впервые применили шасси полозкового типа. Смонтированные на задних поперечных трубах гидроамортизаторы служили для предупреждения земного резонанса. В-7 оснащался облегченным комплектом приборного оборудования, предусматривалось его оснащение в военном варианте и навесной системой вооружения.

Одной из сложнейших задач при строительстве и доводке В-7 стала сильная зависимость от смежников - создателей силовой установки. Успешное воплощение идеи вертолета с реактивным приводом НВ зависело, в первую очередь, от разработки достаточно легких и малогабаритных двигателей, способных надежно работать при воздействии центробежных сил и больших перегрузок, а также надежных систем топливопитания и управления ими Из многих руководителей авиамоторных ОКБ, привлеченных к решению проблемы, за создание ТРД взялся только главный конструктор А.Г.Ивченко. Под его руководством разработали ТРД АИ-7 с центробежным компрессором и одноступенчатой турбиной. Для уравновешивания гироскопических моментов ТРД оснастили тремя маховиками, вращавшимися в сторону, противоположную турбине. Решение было простейшим, но как показали дальнейшие события, не правильным.

Двигатели АИ-7 поступили на 329-й завод в декабре 1959-го, когда вертолет уже собрали. Сразу после первого запуска ТРД возникли трудности с силовой установко: двигатель не выходил на рабочие обороты и не развивал заданную тягу, перегревалась маслосистема. Причиной малых оборотов была большая потребная мощность для вращения маховиков. Поэтому их пришлось снять с двигателей.

Для улучшения охлаждения в ОКБ спроектировали уникальный трубчатый маслорадиатор, установленный вокруг воздухозаборника. Теперь АИ-7 стал развивать расчетную тягу, но все нагрузки от гироскопического момента перешли на несущую систему вертолета.

Вертолет с реактивным приводом НВ оказался значительно сложней, чем предполагалось. Доводка В-7 и его силовой установки растянулась на многие годы. Для совершенствования АИ-7 привлекли специалистов и испытательные лаборатории ЦИАМ. Несколько лет ушло на обеспечение работы двигателей при воздействии центробежных сил и только 19 февраля 1962-го предприняли попытку подъема в воздух на привязи. В-7 не смог оторваться от земли. Под воздействием гироскопического момента двигателей лопасти НВ закручивались на отрицательный угол, их обшивка покрывалась гофрами, что вместе с незакапотированными двигателями создавало большое сопротивление вращению.

Кроме того, гидроусилитель в системе управления общим шагом НВ оказался недостаточным для преодоления нагрузок. Вибрации вертолета были большие. Вновь потребовались многие месяцы переделок и доводки. Двигатели отправлены на доработку, лопасти отремонтированы, гидроусилитель системы управления общим шагом заменен на более мощный, для двигателей спроектированы капоты.

В апреле 1965 г. испытания В-7 на привязи вновь возобновились, но при первой раскрутке заклинило один из двигателей. Пришлось его возвращать на завод-изготовитель. Наконец, 20 сентября испытателям удалось дважды добиться устойчивого зависания. Испытания проводил механик В.А. Колосков. Висение происходило на пониженных оборотах НВ, так как в этом случае двигатели создавали меньший крутящий момент и лопасти не деформировались.

В 1965-м испытатели должны были проверить фактическую мощность на различных оборотах НВ, однако этот год стал последним в истории разработки В-7. Во время испытания на максимальных оборотах и взлетном режиме двигателей 11 ноября 1965 г. произошло разрушение почти одновременно обеих силовых установок. Как выяснилось позже, взлетные обороты АИ-7 были критическими. Компрессоры вошли в резонансные колебания и, выломав корпуса, улетели вместе с задними частями двигателей. Вертолет без повреждений плавно опустился на землю.

Конструкторы вынуждены были признать дальнейшую доводку АИ-7 бесперспективной. Свои надежды они возлагали на разработанный в ЦИАМ новый ТРД МД-3, гироскопический момент на котором уравновешивался за счет противоположного вращения компрессора и турбины. Но и этот двигатель нуждался в длительной доводке, как, впрочем, и многие другие элементы вертолета. Расход топлива при схеме с реактивным приводом несущего винта оказался значительно больше, чем ожидалось. Высок был и уровень шума. Увеличивать грузоподъемность вертолетов в 60-е годы М.Л.Миль посчитал более целесообразным путем использования многовинтовых схем с механической трансмиссией. Доводку В-7 прекратили.

В-7 является первым и единственным в мире реактивным вертолетом с ТРД на концах лопастей. Милевцы приобрели бесценный опыт в создании винтокрылых летательных аппаратов такого типа. На основе проведенных испытаний они сделали вывод о реальности постройки в будущем вертолета с ТРД на концах лопастей. Преимущества такого вертолета будут расти с увеличением его размерности.

Модификация   В-7
Диаметр несущего винта, м   11.60
Длина,м   6.23
Высота ,м   2.91
Масса, кг  
  пустого   730
  нормальная взлетная   835
  максимальная взлетная   1050
Тип двигателя   2 ТРД АИ-7
Тяга, кгс   2 х 56
Практический потолок, м  
Экипаж, чел   1
Полезная нагрузка:   3 пассажира

источники:

  • Вадим МИХЕЕВ "Первый реактивный вертолет. Судьба В-7" «Крылья Родины» 8.98,
  • таблица данных взята с сайта www.airwar.ru

alternathistory.com