RU2421376C1

RU2421376C1 - Flight vehicle

Info

Publication number: RU2421376C1
Application number: RU2009143896/11A
Authority: RU
Inventors: Юрий Николаевич Бережной (RU); Юрий Николаевич Бережной
Original assignee: Юрий Николаевич Бережной
Priority date: 2009-11-26
Filing date: 2009-11-26
Publication date: 2011-06-20

Abstract

FIELD: transport. ^ SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to flight vehicle. Proposed flight vehicle comprises fuselage accommodating gas turbine turbo shaft engine. Air feed inlet nozzle is communicated with gas turbine turbo shaft engine air intake while propulsive jet discharge device is communicated via bearing assembly with rotor hollow shaft that may be revolved with swash plate and rotor. Two arms arranged in opposition and provided with rotary branches with jet nozzles are arranged above rotor in hollow shaft and tightly jointed therewith. ^ EFFECT: improved flight performances. ^ 1 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а точнее - к винтокрылым летательным аппаратам.The invention relates to aircraft, and more specifically to rotorcraft.

Известен концевой воздушно-реактивный двигатель, содержащий имеющий форму усеченного конуса воздухозаборник, камеру сгорания с кожухом, сопловую часть и систему питания с зажиганием, при этом воздухозаборник выполнен с центральным телом в виде конуса, одновременно служащим кожухом индивидуальной камеры сгорания с противоположным движением газов, двигатель выполнен овальной формы, вписанным в толщину лопасти несущего винта и с параметрами, позволяющими на лопасть несущего винта устанавливать более одного двигателя (см. описание изобретения РФ №2127819, МПК F02K 7/10, В64С 27/18, публикация 20.03.1999 г.).Known terminal jet engine containing a truncated cone-shaped air intake, a combustion chamber with a casing, a nozzle part and a power supply system with ignition, while the air intake is made with a central body in the form of a cone, simultaneously serving as a casing of an individual combustion chamber with the opposite gas movement, the engine made in oval shape, inscribed in the thickness of the rotor blade and with parameters allowing more than one engine to be installed on the rotor blade (see description of image RF Federation №2127819, IPC F02K 7/10, ВСС 27/18, publication March 20, 1999).

Недостатком известного устройства для винтокрылого летательного аппарата является, во-первых, установка двигателя на конце лопасти винта. Это увеличивает вес лопасти. Также он своей силой тяжести, через рычаг, равный длине лопасти, прижимает лопасть книзу. При вращении винта центробежная сила инерции растягивает лопасть. Из-за действия этих сил лопасть винта вертолета не может выполнять маховые движения относительно горизонтального шарнира. Это означает, что вертолет не может совершать поступательные движения несущим винтом вперед, назад, влево, вправо. Во-вторых, системы подачи топлива и зажигания проходят в лопасти, это создает невозможность их осмотра и техобслуживания. В-третьих, под действием силы тяги концевого воздушно-реактивного двигателя лопасть винта будет изгибаться в горизонтальной плоскости.A disadvantage of the known device for a rotorcraft is, firstly, the installation of the engine at the end of the rotor blade. This increases the weight of the blade. He also, by his gravity, through a lever equal to the length of the blade, presses the blade down. When the screw rotates, the centrifugal inertia force stretches the blade. Due to the action of these forces, the rotor blade of the helicopter cannot perform flywheel movements relative to the horizontal joint. This means that the helicopter cannot perform translational movements of the rotor forward, backward, left, right. Secondly, the fuel and ignition systems pass into the blades, this makes it impossible to inspect and maintain them. Thirdly, under the action of the traction force of the terminal jet engine, the rotor blade will bend in a horizontal plane.

Известна комбинированная лопасть несущего винта летательного аппарата, содержащая переднюю кромку лопасти и заднюю кромку лопасти, воздухозаборник на передней кромке концевой части лопасти и заднее выходное сопло на задней кромке концевой части лопасти, предназначенные для соединения с воздушно-реактивным двигателем; лопасть снабжена осевым соплом, расположенным на торце лопасти и направленным вдоль оси лопасти, каналом для соединения двигателя с воздухозаборником, каналом для соединения двигателя с выходным соплом и с осевым соплом, а также газораспределительным устройством, расположенным между упомянутыми каналами, предназначенными для соединения с двигателем, который размещен на оси вращения винта, при этом осевое сопло снабжено поворотной створкой, предназначенной для изменения направления истечения газов относительно продольной оси лопасти (см. описание изобретения к патенту РФ №2149799, МПК В64С 27/18, публикация 27.05.2000 г.). Недостатком известного устройства для летательного аппарата является очень сложная конструкция комбинированной лопасти несущего винта. Во-первых, сила тяги от действия двух воздушно-реактивных двигателей действует в горизонтальной плоскости в двух направлениях, перпендикулярно оси лопасти и вдоль оси. Также действует и в вертикальной плоскости в двух направлениях вверх и вниз. Знакопеременные нагрузки ухудшают условия работы лопастей. Во-вторых, комбинированные лопасти не содержат горизонтального и вертикального шарниров. Это ухудшает пилотаж такой машины. В-третьих, неудобство и сложность технического обслуживания.Known combined rotor blade of an aircraft, comprising a leading edge of a blade and a trailing edge of a blade, an air intake at a leading edge of an end portion of a blade, and a rear outlet nozzle at a trailing edge of an end portion of a blade for connecting to an air-jet engine; the blade is equipped with an axial nozzle located at the end of the blade and directed along the axis of the blade, a channel for connecting the engine with an air intake, a channel for connecting the engine with an output nozzle and with an axial nozzle, as well as a gas distribution device located between said channels for connecting to the engine, which is placed on the axis of rotation of the screw, while the axial nozzle is equipped with a rotary shutter designed to change the direction of flow of gases relative to the longitudinal axis of the blade (see the description of the invention to the patent of the Russian Federation No. 2149799, IPC ВСС 27/18, publication 05/27/2000). A disadvantage of the known device for an aircraft is the very complex design of the combined rotor blade. Firstly, the traction force from the action of two jet engines acts in a horizontal plane in two directions, perpendicular to the axis of the blade and along the axis. It also acts in a vertical plane in two directions up and down. Alternating loads worsen the working conditions of the blades. Secondly, the combined blades do not contain horizontal and vertical hinges. This affects the aerobatics of such a machine. Thirdly, the inconvenience and complexity of maintenance.

Известен летательный аппарат, имеющий фюзеляж с укрепленными на нем реактивными двигателями и оперением, с располагающимися в нем грузами, кабинами пилотов и пассажиров, образуя вместе с подвижной частью диска самолет, несущий винт с лопастями, расположенными над фюзеляжем и управляемыми серворулями от автомата перекоса, и систему управления (см. описание изобретения РФ №2192986, МПК В64С 27/18, публикация 20.11.2002 г.).A known aircraft having a fuselage with jet engines mounted on it and tail unit, with the cargo located therein, cockpits of passengers and passengers, forming, together with the movable part of the disk, an airplane carrying a rotor with blades located above the fuselage and controlled by servos from the swash plate, and control system (see the description of the invention of the Russian Federation No. 2192986, IPC ВСС 27/18, publication November 20, 2002).

Недостатком этого известного летательного аппарата является его сложность изготовления и управления. Истечение газов из сопел дискового крыла происходит не под прямым углом к радиусу диска крыла. По этой причине набор необходимой скорости вращения будет происходить очень медленно. Вертикальный набор высоты будет в замедленном режиме из-за большой парусности дискового крыла.The disadvantage of this known aircraft is its complexity of manufacture and control. The outflow of gases from the disc wing nozzles does not occur at right angles to the radius of the wing disc. For this reason, the set of the required rotation speed will occur very slowly. Vertical climb will be in slow motion due to the large windage of the disc wing.

Сущность заявленного изобретения заключается в следующем. Летательный аппарат, содержащий фюзеляж, в котором установлен газотурбинный турбовальный двигатель, входное сопло подачи воздуха соединено с воздухозаборником двигателя, а устройство отвода реактивной струи через подшипниковый узел соединено с полым валом несущего винта, имеющего возможность вращения с автоматом перекоса и несущим винтом, выше которых в полом валу жестко установлены и герметично соединены с ним по крайней мере два плеча, расположенные диаметрально противоположно и имеющие на удаленных концах их колена поворотные с реактивными соплами. Это позволяет реактивной струе через колена поворотные приводить во вращение несущий винт.The essence of the claimed invention is as follows. An aircraft containing a fuselage in which a gas turbine turboshaft engine is installed, an air supply inlet nozzle is connected to an engine air intake, and a jet jet removal device is connected through a bearing assembly to a rotor hollow shaft that can rotate with a swash plate and a rotor, above which at least two arms rigidly mounted and hermetically connected to it by a hollow shaft, diametrically opposed and having swivel p active nozzle. This allows the jet stream through the knee swivel to rotate the rotor.

Сущность изобретения поясняется чертежом, где показан летательный аппарат, общий вид.The invention is illustrated in the drawing, which shows the aircraft, a General view.

Летательный аппарат содержит фюзеляж 1, в котором установлен газотурбинный турбовальный двигатель 2 (ГТД), имеющий входное сопло 3 подачи подачи воздуха, соединенное с воздухозаборником 4 ГТД, расположенным в передней части фюзеляжа 1, а выход из ГТД устройством отвода реактивной струи 5 через подшипниковый узел 6 соединен с полым валом 7 несущего винта 9, имеющими возможность вращения с автоматом перекоса 8 и несущим винтом 9, выше которых в полом валу 7 установлены и герметично соединены с ним два плеча 10, расположенные диаметрально противоположно и имеющие на удлиненных концах их колена поворотные 11 с реактивными соплами 12.The aircraft contains a fuselage 1 in which a gas turbine turboshaft engine 2 (GTE) is installed, having an air supply inlet nozzle 3 connected to a GTE intake 4 located at the front of the fuselage 1, and the jet exit by a jet stream removal device 5 through the bearing assembly 6 is connected to the hollow shaft 7 of the rotor 9, rotatably with a swash plate 8 and the rotor 9, above which two arms 10 are installed and sealed to it in the hollow shaft 7, which are diametrically opposed It is also possible to have rotary 11 with jet nozzles 12 at the elongated ends of their knee.

Летательный аппарат работает следующим образом. Сначала воздух через входное сопло 3 и воздухозаборник 4 поступает в ГТД 2. В процессе работы ГТД 2 реактивная струя попадает в устройство отвода реактивной струи 5. Минуя подшипниковое соединение 6, реактивная струя проходит в полый вал 7 несущего винта 9, поднимается выше и поступает в плечи 10, герметично закрепленные на конце полого вала 7 несущего винта 9. Реактивная струя, проходя по плечу 10 через колено поворотное 11, выходит из сопла 12, создавая при этом крутящий момент. Плечи 10 вращают полый вал 7 и несущий винт 9. Благодаря этому в данной конструкции вертолета отсутствует реактивный момент несущего винта. На режиме висения при необходимости поворот корпуса фюзеляжа осуществляется рулевым винтом.The aircraft operates as follows. First, air through the inlet nozzle 3 and the air intake 4 enters the gas turbine engine 2. During the operation of the gas turbine engine 2, the jet stream enters the jet exhaust device 5. Bypassing the bearing connection 6, the jet stream passes into the hollow shaft 7 of the main rotor 9, rises higher and enters shoulders 10, hermetically fixed at the end of the hollow shaft 7 of the rotor 9. The jet stream, passing along the shoulder 10 through the knee 11, leaves the nozzle 12, creating a torque. The shoulders 10 rotate the hollow shaft 7 and the main rotor 9. Due to this, in this design of the helicopter there is no reactive moment of the main rotor. In hover mode, if necessary, the fuselage body is rotated by the tail rotor.

Claims

An aircraft comprising a fuselage in which a gas turbine turboshaft engine is mounted, an air inlet nozzle connected to an air intake of the gas turbine turboshaft, and a jet exhaust device through the bearing assembly is connected to a hollow rotor shaft that is rotatable with a swash plate and a rotor, above which at least two arms located diametrically opposite and having tightly mounted and hermetically connected to it in the hollow shaft of the rotor are mounted rotating elbows with jet nozzles at their elongated ends.