СИЛОВАЯ УСТАНОВКА САМОЛЕТА ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2003 года по МПК B64C29/00 B64D27/12 B64D35/06 

Изобретение относится к области авиастроения, а конкретно к конструкциям силовых установок летательных аппаратов тяжелее воздуха, предназначенных для вертикального взлета и посадки.

Известны различные конструкции силовых установок (СУ) самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП).

Известна, например, СУ СВВП V-22 "Оспри" фирм "Белл" и "Боинг вертол", США (см. кн. П. Бауэрс. Летательные аппараты нетрадиционных схем. М.: Мир, 1991, с. 229-230, рис. 11.21), включающая два двигателя, установленные в мотогондолах на концах крыла вместе с двумя (соединенными с ними трансмиссиями) воздушными винтами с возможностью их поворота в вертикальной плоскости на 98^o и поперечными валами, обеспечивающими при необходимости привод обоих винтов от одного двигателя. Для управления СВВП кроме обычного набора рулей в трансмиссии встроены автоматы перекоса (с автономным управлением перекосом) воздушных винтов изменяемого шага, что позволяет наклонять вектор тяги винта в любую сторону при фиксированном положении двигателя, а также изменять величину тяги каждого винта за счет изменения его шага.

Такая конструкция силовой установки хотя и обеспечивает его вертикальный взлет и посадку, а также достаточную управляемость на всех режимах, однако, сложная конструкция перекрестной трансмиссии и винтов, соответственно, и сложная система управления, имеют значительный вес и пониженную надежность, т.к. при поломке или отказе любого механизма изменения шага или автомата перекоса любого винта самолет может опрокинуться и разбиться.

Наиболее близкой к заявляемой конструкции силовой установки является СУ СВВП по патенту РФ 2141432, В 64 С 29/00 от 18.11.98 г., включающая два турбовальных двигателя, соединенных трансмиссиями с двумя воздушными винтами. Каждый из двигателей закреплен неподвижно в центральной части соответствующей хвостовой балки самолета двухбалочной схемы и установлен таким образом, что ось его выходного сопла направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, а воздушные винты выполнены одинакового диаметра и вращающимися в разные стороны. При атом воздушные винты установлены на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещены в кольцевом канале, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета, причем угол качания кольцевого канала с воздушными винтами составляет 95-100^o.

Такое выполнение СУ позволяет обеспечить определенный уровень безопасности полета СВВП, однако в некоторых случаях, при использовании обычных конструкций в отдельных узлах СУ, например в трансмиссии, снижается эффективность работы всей СУ, кроме того, обдув выхлопными газами двигателей элевонов и килей с рулями направления требует применения в их конструкции жаропрочных материалов, что ведет к их утяжелению, причем недостаточно эффективно используется энергия выхлопных газов по причине малости сечений струй и излишне высокой скорости газов.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение безопасности СВВП в любых полетных условиях, повышение его управляемости, а также снижение затрат на изготовление и эксплуатацию СВВП.

Данная задача решается с помощью технического результата от использования заявляемого изобретения, заключающегося в обеспечении повышенной надежности работы силовой установки на всех режимах полета с одновременным повышением управляемости силовой установки и самого СВВП, снижения его веса, экономии топлива и ресурса двигателей.

Указанный результат достигается тем, что в известной силовой установке самолета вертикального взлета и посадки, включающей два турбовальных двигателя, левый и правый, неподвижно закрепленных в центральных частях соответствующих хвостовых балок таким образом, что ось выходного сопла каждого двигателя направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, и соединенные двумя трансмиссиями с двумя воздушными винтами (верхним и нижним) правого и левого вращения, установленными на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещенными в кольцевом канале, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета;
воздушные винты размещены на центральном редукторе, установленном посредством двух опорных труб с возможностью поворота в хвостовых балках, при этом выходные валы турбовальных двигателей (ТВД) имеют одинаковое направление вращения, а трансмиссии, соединяющие выходные валы ТВД с центральным редуктором, содержат муфты сцепления, угловые редукторы и промежуточные валы, установленные на подшипниках в упомянутых опорных трубах;
две опорные трубы центрального редуктора, имеющего корпус, расположены на одной прямой, перпендикулярной общей оси воздушных винтов и корпуса, и направлены в противоположные стороны, причем одним концом каждая опорная труба неподвижно прикреплена к корпусу перпендикулярно его оси, а другим концом посредством бокового подшипника закреплена на соответствующей хвостовой балке, кроме этого в корпусе установлены вал-шестерня нижнего воздушного винта и коническое колесо, закрепленное на центральном валу верхнего воздушного винта, причем вал-шестерня соединен с центральным валом с помощью двух внутренних подшипников и, кроме того, вал-шестерня и центральный вал соединены с корпусом каждый с помощью верхнего и нижнего подшипников, при этом центральный редуктор включает в себя также левую и правую конические шестерни, которые находятся в зацеплении с валом-шестерней и коническим колесом и установлены на внутренних концах соответствующих промежуточных валов;
кольцевой канал жестко закреплен на опорных трубах центрального редуктора соосно воздушным винтам;
на одной из хвостовых балок установлен привод качания центрального редуктора, кинематически связанный с одной из опорных труб центрального редуктора;
муфты сцепления выполнены инерционными и передающими момент от соответствующего ТВД трансмиссии только после достижения им рабочих оборотов;
муфты сцепления выполнены управляемыми, например гидродинамическими, обеспечивающими отключение трансмиссий от ТВД при запуске, при выключении любого ТВД или его отказе и на холостом ходу, а также передачу момента от одного работающего ТВД ко второму для ускорения его запуска;
на выхлопных соплах ТВД установлены эжекторы.

Введение в конструкцию силовой установки дополнительных элементов, особое выполнение имеющихся и дополнительных элементов конструкции, а также их особое размещение, позволяют повысить безопасность полетов за счет облегчения и ускорения запуска любого из двигателей в полете, а также повысить управляемость самолета за счет увеличения обдуваемых длин элевонов и килей с рулями направления, обеспечить экономию топлива и моторесурса двигателей за счет обеспечения возможности выключения одного из них в крейсерском горизонтальном полете, снижение веса и стоимости самолета.

Заявляемое изобретение пояснено чертежами, на которых:
- на Фиг.1 показан общий вид самолета вертикального взлета и посадки с элементами силовой установки;
- на Фиг.2 показана кинематическая схема трансмиссий силовой установки СВВП.

Предлагаемая силовая установка самолета вертикального валета и посадки содержит два турбовальных двигателя (ТВД): левый 1 и правый 2, неподвижно закрепленные в центральных частях соответствующих левой 3 и правой 4 хвостовых балок таким образом, что каждая ось выходного соплa 5 и 6 соответствующего ТВД 1 и 2 направлена в место пересечения соответствующего киля 7 и 8 с соответствующим элевоном 9 и 10, и соединенные двумя трансмиссиями 11 и 12 с двумя воздушными винтами (верхним 13 и нижним 14) правого и левого вращения, установленными на одной оси в вырезе центроплана 15 над центром тяжести самолета и размещенными в кольцевом канапе 16, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета.

Воздушные винты 13 и 14 размещены на центральном редукторе 17, установленном посредством двух опорных труб (левой 18 и правой 19) с возможностью поворота в хвостовых балках 3 и 4, при атом выходные валы 20 и 21 турбовальных двигателей 1 и 2 имеют одинаковое направление вращения, а трансмиссии 11 и 12, соединяющие выходные валы 20 и 21 ТВД 1 и 2 с центральным редуктором 17, содержат муфты сцепления 22 и 23, например, инерционного типа, угловые редукторы 24 и 25, а также промежуточные валы 26 и 27, установленные на подшипниках 28, 29, 30, 31 в упомянутых соответствующих опорных трубах 18 и 19.

При этом две опорные трубы 18 и 19 центрального редуктора 17, имеющего корпус 32, расположены на одной прямой, перпендикулярной общей оси воздушных винтов 13, 14 и корпуса 32, и направлены в противоположные стороны, причем одним концом каждая опорная труба 18 и 19 неподвижно прикреплена к корпусу 32 перпендикулярно его оси, а другим концом посредством боковых подшипников 33 и 34 закреплена на соответствующей хвостовой балке 3 и 4.

Кроме этого в корпусе 32 установлены вал-шестерня 35 нижнего воздушного винта 14 и коническое колесо 36, закрепленное на центральном валу 37 верхнего воздушного винта 13, причем вал-шестерня 35 соединен с центральным валом 37 с помощью двух внутренних подшипников 38 и 39 и, кроме того, вал-шестерня 35 и центральный вал 37 соединены с корпусом 32 каждый с помощью верхнего 40 и нижнего 41 подшипников. Это обеспечивает возможность одновременного вращения обоих воздушных винтов 13 и 14 в разные стороны и передачу тяги воздушных винтов 13 и 14 на корпус 32 и через опорные трубы 18 и 19 - на конструкцию самого СВВП.

При этом центральный редуктор 17 имеет также левую 42 и правую 43 конические шестерни, которые находятся в зацеплении с валом-шестерней 35 и коническим колесом 36 и установлены на внутренних концах соответствующих промежуточных валов 26 и 27.

Кроме этого, кольцевой канал 16, позволяющий повышать тягу соосных воздушных винтов 13 и 14, жестко закреплен на опорных трубах 18 и 19 центрального редуктора 17 соосно воздушным винтам 13 и 14, а на одной из хвостовых балок, например на левой 3, установлен привод качания 44 центрального редуктора 17, кинематически связанный с опорной трубой 18 центрального редуктора 17.

Муфты сцепления 22 и 23 выполнены, например, инерционными и передающими момент от соответствующего ТВД 1 и 2 трансмиссии 11, 12 только после достижения им рабочих оборотов. Муфты сцепления 22 и 23 также могут быть выполнены управляемыми, например гидродинамическими, обеспечивающими отключение трансмиссий 11, 12 от ТВД 1 и 2 при запуске, при выключении любого ТВД 1 или 2 (в том числе при его отказе) и на холостом ходу, а также передачу момента от одного работающего ТВД 1 или 2 ко второму для ускорения его запуска.

Для снижения температуры выхлопных газов и увеличения обдуваемых длин элевонов 9 и 10 и рулей направления 45 и 46 на выхлопных соплах 5 и 6 ТВД 1 и 2 установлены эжекторы 47 и 48, предназначенные для предварительного смешивания выхлопных газов с атмосферным воздухом и их охлаждения.

Предлагаемая силовая установка СВВП эксплуатируется следующим образом.

При запуске турбовальных двигателей 1 и 2 их выходные валы 20 и 21 свободны, т. к. инерционные муфты сцепления 22 и 23 начинают передавать момент лишь при достижении заданной скорости вращения. Это облегчает запуск турбовальных двигателей 1, 2 и обеспечивает минимальное время выхода их на заданный режим. После автоматического включения инерционных муфт сцепления 22 и 23 ТВД 1 и 2 начинают вращать воздушные винты 13 и 14 в разные стороны, обеспечивая задаваемую пилотом тягу. При этом соосное расположение подшипников 28, 29, 30, 31 промежуточных валов 26 и 27, а также боковых подшипников 33 и 34 опорных труб 18 и 19 обеспечивает независимое регулирование тяги воздушных винтов 13, 14 и изменение направления вектора их тяги путем поворота центрального редуктора 17, что облегчает управление СВВП.

В случае штатного выключения или отказа одного из турбовальных двигателей 1 или 2 его выходной вал 20 или 21 останавливается и инерционная муфта сцепления 22 или 23 автоматически разрывает кинематическую связь выходного вала 20 или 21 этого остановившегося турбовального двигателя 1 или 2 с воздушными винтами 13, 14, после чего оба воздушных винта 13, 14 будут вращаться одним работающим турбовальным двигателем 2 или 1.

Таким образом, наличие инерционных муфт сцепления 22, 23 повышает надежность силовой установки и обеспечивает возможность горизонтального полета на экономичном режиме, а также экономию ресурса двигателей.

Кроме этого, целесообразно муфты сцепления 22 и 23 выполнить управляемыми, например гидродинамическими. В этом случае к достоинствам СУ с инерционным исполнением муфт сцепления 22, 23 добавится возможность раскрутки уже работающим турбовальным двигателем 1 или 2 другого (2 или 1) для ускорения его запуска.

Предварительно смешанные с воздухом в эжекторах 47 и 48 выходных сопел 5 и 6 газотурбинных двигателей 1, 2 и охлажденные им струи выхлопных газов 49 и 50 обдувают большую длину корневых частей соответствующих элевонов 9 и 10 и килей 7 и 8 с рулями направления 45 и 46, обеспечивая более эффективное управление СВВП по тангажу, крену и направлению на режимах взлета и посадки при помощи отклонения тех же органов управления, что и в горизонтальном полете, что позволяет существенно упростить как сам процесс управления, так и обучение ему.

Использование предлагаемого изобретения позволяет:
1. Повысить безопасность полетов за счет повышения надежности силовой установки, облегчения и ускорения запуска любого из двигателей в полете.

2. Обеспечить унификацию двигателей и тем самым повысить ремонтопригодность силовой установки СВВП да счет применения двигателей одного типа с одинаковым направлением вращения выходных валов.

3. Обеспечить экономию топлива и ресурса двигателей за счет реализации экономичного режима крейсерского горизонтального полета поочередно на одном из двигателей.

4. Снизить вес и стоимость самолета путем обеспечения возможности применения в конструкции килей, рулей направления и элевонов обычных конструкционных алюминиевых сплавов за счет снижения температуры выхлопных газов, истекающих из эжекторов двигателей.

5. Повысить управляемость самолета за счет увеличения размеров сечения струй выхлопных газов, обдувающих кили с рулями направления и элевоны.

6. Существенно упростить как сам процесс управления СВВП, так и обучение ему.

Изобретение относится к авиации. Силовая установка содержит два турбовальных двигателя (ТВД), левый и правый, неподвижно закрепленных на соответствующих хвостовых балках. Ось выходного сопла каждого ТВД направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном. ТВД соединены трансмиссиями с двумя воздушными винтами (верхним и нижним) правого и левого вращения, установленными на редукторе в вырезе центроплана, над центром тяжести самолета. Редуктор установлен посредством двух опорных труб с возможностью качания в плоскости симметрии самолета. Опорные трубы центрального редуктора расположены на одной прямой, перпендикулярной общей оси воздушных винтов. Одним концом каждая опорная труба неподвижно прикреплена к корпусу редуктора, а другим концом посредством бокового подшипника закреплена на соответствующей хвостовой балке. На одной из хвостовых балок установлен привод качания редуктора, кинематически связанный с одной из опорных труб редуктора. Изобретение направлено на повышение безопасности полета, снижение веса и стоимости самолета. 6 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Силовая установка самолета вертикального валета и посадки, содержащая два турбовальных двигателя, левый и правый, неподвижно закрепленных в центральных частях соответствующих хвостовых балок таким образом, что ось выходного сопла каждого двигателя направлена в место пересечения соответствующего киля с соответствующим элевоном, и соединенных двумя трансмиссиями с двумя воздушными винтами (верхним и нижним) правого и левого вращения, установленными на одной оси в вырезе центроплана над центром тяжести самолета и размещенными в кольцевом качало, выполненном с возможностью качания в плоскости симметрии самолета, отличающаяся тем, что воздушные винты размещены на центральном редукторе, установленном посредством двух опорных труб с возможностью поворота в хвостовых балках, при этом выходные валы турбовальных двигателей имеют одинаковое направление вращения, а трансмиссии, соединяющие выходные валы упомянутых двигателей с центральным редуктором, содержат муфты сцепления, угловые редукторы и промежуточные валы, установленные на подшипниках в упомянутых опорных трубах. 2. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающаяся тем, что две опорные трубы центрального редуктора, имеющего корпус, расположены на одной прямой, перпендикулярной общей оси воздушных винтов и корпуса, и направлены в противоположные стороны, причем одним концом каждая опорная труба неподвижно прикреплена к корпусу перпендикулярно его оси, а другим концом посредством бокового подшипника закреплена на соответствующей хвостовой балке, кроме этого, в корпусе установлены вал-шестерня нижнего воздушного винта и коническое колесо, закрепленное на центральном валу верхнего воздушного винта, причем вал-шестерня соединен с центральным валом с помощью двух внутренних подшипников и, кроме того, вал-шестерня и центральный вал соединены с корпусом каждый с помощью верхнего и нижнего подшипников, при этом центральный редуктор включает в себя также левую и правую конические шестерни, которые находятся в зацеплении с валом-шестерней и коническим колесом и установлены на внутренних концах соответствующих промежуточных валов. 3. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающаяся тем, что кольцевой канал жестко закреплен на опорных трубах центрального редуктора соосно с воздушными винтами. 4. Силовая установка самолета вертикального валета и посадки по п. 1, отличающаяся тем, что на одной из хвостовых балок установлен привод качания центрального редуктора, кинематически связанный с соответствующей опорной трубой центрального редуктора. 5. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающаяся тем, что муфты сцепления выполнены инерционными и передающими момент от соответствующего турбовального двигателя трансмиссии только после достижения им рабочих оборотов. 6. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающаяся тем, что муфты сцепления выполнены управляемыми, например, гидродинамическими, обеспечивающими отключение трансмиссий от турбовального двигателя при запуске, при выключении любого из упомянутых двигателей или его отказе и на холостом ходу, а также передачу момента от одного работающего турбовального двигателя ко второму для ускорения его запуска. 7. Силовая установка самолета вертикального взлета и посадки по п. 1, отличающаяся тем, что на выхлопных соплах упомянутых двигателей установлены эжекторы.