БОЕВОЙ УДАРНЫЙ ВЕРТОЛЕТ И СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА

Группа изобретений относится к авиации, более конкретно к вертолетам с газотурбинным двигателем и направлено на повышение безопасности их полета.

Вертолет является винтокрылым летательным аппаратом, у которого подъемная и движущая силы создаются одним или несколькими несущими винтами. Такие винты располагаются параллельно земле, а их лопасти устанавливаются под определенным углом к плоскости вращения, причем угол установки может изменяться в достаточно широких пределах - от нуля до 30 градусов. Установка лопастей на ноль градусов называется холостым ходом винта или флюгированием. В этом случае несущий винт не создает подъемной силы.

Из всех типов вертолетных схем сегодня самой распространенной является классическая. При такой схеме машина имеет только один несущий винт, который может приводиться в движение одним, двумя или даже тремя двигателями. К этому типу, например, относятся ударные АН-64Е Guardian, AH-1Z Viper, Ми-28Н, транспортно-боевые Ми-24 и Ми-35, транспортные Ми-26, многоцелевые UH-60L Black Hawk и Ми-17, легкие Bell 407 и Robinson R22. При вращении несущего винта на вертолетах классической схемы возникает реактивный момент, из-за которого корпус машины начинает раскручиваться в сторону вращения ротора. Для компенсации момента используют рулевое устройство на хвостовой балке.

Второй по распространенности и более перспективной вертолетной схемой является соосная. В ней рулевой винт отсутствует, зато есть два несущих винта - верхний и нижний. Они располагаются на одной оси и вращаются синхронно в противоположных направлениях. Благодаря такому решению винты компенсируют реактивный момент, а сама машина получается несколько более устойчивой по сравнению с классической схемой. Кроме того, у вертолетов соосной схемы практически отсутствуют перекрестные связи в каналах управления.

Наиболее известным производителем вертолетов соосной схемы является российская компания «Камов». Она выпускает корабельные многоцелевые вертолеты Ка-27, ударные Ка-52 и транспортные Ка-226. Все они имеют по два винта, расположенных на одной оси друг под другом.

Известен безопасный вертолет по патенту РФ на изобретение №2333135, МПК В64С 27/04, опубл. 10.09.2008 г.

Этот вертолет содержит тяговый двигатель и несущий винт с вертикальной осью, на вершине которой располагается четное количество, но не менее четырех лопастей. Вертолет также содержит соединительное устройство, выполняющее роль трансмиссии в режиме работы тягового двигателя, а в режиме работы стартовых двигателей - роль механизма обгонной муфты. Каждая вторая лопасть несущего винта имеет расчетно-укороченный размер габаритной длины и включает в свое устройство один или несколько элементарных работающих, например, на твердом топливе стартовых двигателей. Изобретение позволяет повысить безопасность при аварийной посадке вертолета.

Недостаток: низкая надежность.

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2335432, МПК В64С 27/04, опубл. 10.10.2008 г.

Этот вертолет включает фюзеляж и соосные винты, причем винтов может быть два или более и они могут быть разного диаметра. По меньшей мере, один из винтов -управляемый с изменяемым шагом, а остальные - с фиксированным шагом. Во втором варианте вертолет имеет хвостовую балку с эластичной пневмокамерой на конце, причем при поднятой балке блокируется снижение тяги. В третьем варианте двигатель и редуктор размещены в отдельной мотогондоле, расположенной над фюзеляжем на пилонах и/или эластичных вставках.

Недостаток: низкая надежность вертолета связанная с тем, что при поломке одного винта тяги другого недостаточно для его посадки и, кроме того, возникновение дисбаланса нарушает работу второго винта.

Известен вертолет по патенту РФ №2 284284, МПК B64D 45/04, опубл. 27.08.2006.

Этот вертолет имеет систему безопасного приземления падающего во время воздушной аварии вертолета. Система безопасного приземления содержит парашют, размещенный в пустотелом цилиндре, расположенном в полости вала трансмиссии, на котором установлен несущий винт, а также расположенные в нижней части фюзеляжа вертолета реактивные двигатели торможения и надувные устройства. Указанный пустотелый вал выполнен в виде стальной трубы и имеет зубчатые колеса привода, выполненные на нем как одно целое.

Недостатки:

- применение парашютов для спасения вертолетов, имеющих очень большой вес нереально,

- применение надувных средств также нереально для больших вертолетов и кроме того они пожароопасны,

_{- применение реактивных двигателей перспективно, но не указан тип реактивного двигателя и способ его применения. Применение твердотопливных ракетных двигателей нереально из-за их пожаро- и взрывоопасности. Применение жидкостных ракетных двигателей проблематично из-за необходимости постоянной транспортировки окислителя. Применение ГТД возможно, но необходимо разработать его конструкцию, место установки и способ применения. Этого нет в пат. РФ №2 284284. Кроме того, по этому патенту предполагается совместное применение парашютов и реактивных двигателей (нескольких), что снижает надежность вертолета.}

Известен вертолет по патенту РФ на изобретение №2148537, МПК В64С 7/20, опубл. 10.05.200 г., прототип.

Этот вертолет содержит корпус, воздушно-реактивный двигатель создания силы тяги для горизонтального полета, несущие винты, которые расположены внутри указанного корпуса и служат компрессором воздушно-реактивного двигателя, двигатель, который предназначен для вращения указанных несущих винтов, и кабину пилота. Предусмотрена защитная сетка, под которой расположены несущие винты. Створки расположены внизу под сеткой и предназначены для взлета и посадки.

Недостаток: плохая безопасность полета в связи с тем, что при разрушении винта посадка вертолета почти всегда приведет к катастрофическим последствиям.

Задачи создания группы изобретений: повышение надежности и безопасности полета, упрощение управления и уменьшение осевых габаритов двигателя.

Технический результат: обеспечение безопасности полета.

Решение указанных задач достигнуто в боевом ударном вертолете, содержащем фюзеляж с днищем и хвостом, и газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором, отличающийся тем, что фюзеляж оборудован передними крыльями, на которых установлены маршевые двигатели, применен винтовентиляторный газотурбинный двигатель, содержащий винтовентилятор с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, и соединенный с ним двумя валами через редуктор газогенератор, содержащий биротативный компрессор и биротативную турбину, которые установлены внутри внутреннего корпуса, с образованием второго контура между внешним и внутренним корпусами, винтовентилятор выполнен диаметром больше ширины вертолета в плоскости, проходящей перпендикулярно оси симметрии в районе центра масс вертолета, при этом лопасти винтовентилятора выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнены сопло с регулируемым вектором тяги, а маршевые двигатели валами отбора мощности соединены с редуктором. Винтовентилятор может быть выполнен из двух ступеней ротора, с возможностью их вращения в противоположном направлении. Между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя может быть выполнена форсажная камера. Винтовентиляторный газотурбинный двигатель валом отбора мощности соединен с вспомогательными агрегатами. Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей. Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей. На днище фюзеляжа может быть выполнена платформа безопасности, имеющая вертикальное отверстия для размещения сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, внутренняя полость платформы безопасности заполнена демпфирующим материалом. В качестве демпфирующего материала может быть применена сотовая конструкция. В качестве демпфирующего материала может быть применена металлорезина.

Решение указанных задач достигнуто в силовой установке ударного вертолета, содержащей несколько газотурбинных двигателей, соединенных между собой валами, отличающейся тем, что применено три газотурбинных двигателя: один винтовентиляторный газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором, и два маршевых двигателя, при этом винтовентиляторный газотурбинный двигатель выполнен с винтовентилятором с двумя ступенями ротора, выполненными с возможностью вращения лопастей в противоположные стороны, винтовентилятор заключен в корпус цилиндрической формы и соединен двумя валами через редуктор с газогенераторо, который содержит биротативный компрессор и биротативную турбину, которые установлены внутри внешнего корпуса и сопло с управляемым вектором тяги.

Диаметр корпуса винтовентилятора может быть выполнен больше, чем ширина вертолета в плоскости перпендикулярной его продольной оси и проходящей через центр масс, при этом выполнено соотношение:

D = (1,1…1,5) В, где:

D - диаметр корпуса винтовентилятора,

В - ширина вертолета в плоскости перпендикулярной его продольной оси ОО и проходящей через центр масс.

Лопасти винтовентилятора могут быть выполнены с возможностью несинхронного изменения углов атаки, а за биротативной турбиной выполнены внутреннее сопло с регулируемым вектором тяги, а маршевые двигатели валами отбора мощности соединены с редуктором.

Винтовентилятор может быть выполнен из двух ступеней ротора, с возможностью их вращения в противоположном направлении. Между биротативной турбиной и внутренним соплом винтовентиляторного газотурбинного двигателя может быть выполнена форсажная камера. Винтовентиляторный газотурбинный двигатель валом отбора мощности может быть соединен с вспомогательными агрегатами. Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбовинтовых газотурбинных двигателей. Маршевые двигатели могут быть выполнены в виде турбореактивных газотурбинных двигателей. Первый и второй валы передачи мощности могут содержать дистанционно-отключаемые муфты.

Сущность группы изобретений поясняется на чертежах (фиг. 1…16), где:

- на фиг. 1 приведена схема вертолета,

- на фиг. 2 приведен вид А на фиг. 1,

- на фиг. 3 приведен вид В на фиг. 1,

- на фиг. 4 приведен вид С на фиг. 1,

- на фиг. 5 приведена схема компоновки винта, редуктора и газотурбинного двигателя,

- на фиг. 6 приведена схема силовой установки с тремя двигателями,

- на фиг. 7 приведен газотурбинный двигатель вертолета, первый вариант в рабочем положении,

- на фиг. 8 приведен газотурбинный двигатель вертолета, второй вариант в рабочем положении,

- на фиг. 9 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.

- на фиг. 10 приведена конструкция газотурбинного двигателя вертолета, 2-й вариант, повернуто на 90°.

- на фиг. 11 приведена схема передачи мощности от ГТД на роторные ступени биротативного винтовентилятора,

- на фиг. 12 приведена платформа безопасности,

- на фиг. 13 приведен разрез В - В на фиг. 11,

- на фиг. 14 приведена схема управления поворотной части внутреннего сопла с управляемым вектором тяги и внешнего сопла,

- на фиг. 15 приведена схема винтовентилятора, »

- на фиг. 16 приведена схема управления лопастями винтовентилятора,

- на фиг. 17 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, исходное положение,

- на фиг. 18 приведен разрез В-В лопасти винтовентилятора, повернуто,

Обозначения, принятые в описании:

1. фюзеляж 1,

2. передние крылья 2,

3. маршевые двигатель 3,

4. маршевый двигатель 4,

5. винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5,

6. редуктор 6,

7. внутренний вал 7,

8. внешний вал 8,

9. биротативный винтовентилятор 9,

10. цилиндрический корпус 10,

11. входной направляющий аппарат 11,

12. первая роторную ступень винтовентилятора 12,

13. лопасти 13,

14. ось 14,

15. верхняя ступица 15,

16. вторая роторная ступень винтовентилятора 16,

17. лопасти 17,

18. нижняя ступица 18,

19. вал управления 19,

20. первый привод управления 20.

21. второй вал управления 21,

22. второй привод управления 22, *

23. газогенератор 13,

24. внешний корпус 24,

25. второй контур 25,

26. биротативный компрессор 26,

2 7. биротативная турбина 2 7.

28. камера сгорания 28,

29. форсунки 29,

30. сопло 30,

31. днище вертолета 31,

32. платформа безопасности 32,

33. полость 33,

34. демпфирующий материал 34.

35. центральное отверстие 35,

36. посадочные опоры 36,

37. статор компрессора 37,

3 8. первый ротор компрессора 3 8,

39. второй ротор компрессора 39.

40. статор турбины 40,

41. первый ротор турбины 41,

42. второй ротор турбины 42,

43. внутренний вал двигателя 43,

44. внешний вал 44,

45. внутренние опоры 45,

46. внешние опоры 46.

47. первый вал передачи мощности 47,

48. второй вал передачи мощности 48,

49. вал отбора мощности 49,

50. внутренний редуктор 50,

51. топливная система 51,

52. топливопровод 52,

53. топливный насос 53,

54. привод 54,

55. форсажная камера 55,

56. форсажный коллектор 56,

57. форсажная топливная система 57,

58. топливопровод 58,

59. форсажный топливный насос 59,

60. форсажный привод 60.

61. неподвижная часть 61,

62. поворотная часть 62,

63. цилиндрическая цапфа 63,

64. гидроцилиндр 64,

65. система рычагов 65.

66. корпус ступицы 66,

67. ведомая шестерня 67,

68. полость 68,

69. зубчатая рейка 69,

70. блок управления 70,

71. линия связи 71,

72. дистанционно-отключаемые муфты.

Боевой ударный вертолет (фиг. 1 и 2) содержит фюзеляж 1, передние крылья 2, маршевые двигатели 3 и 4, винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5, редуктор 6. Маршевый двигатель 3 валом отбора мощности 7 соединен с редуктором 6, а маршевый двигатель 4 валом отбора мощности 8 соединен с редуктором 6.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5, установлен вертикально в районе центра масс вертолета (Фиг. 1 и 2).

Винтовентиляторный газотурбинным двигатель 5 содержит биротативный винтовентилятор 9, содержащий цилиндрический корпус 10, входной направляющий аппарат 11, первую роторную ступень винтовентилятора 12 с лопастями 13, оси 14 которых установлены радиально в верхней ступице 15. Под первой роторной ступенью винтовентилятора 5 размещена вторая роторная ступень винтовентилятора 16 с нижней ступицей 17 с лопастями 18. Роторные ступени винтовентилятора 12 и 16 выполнены с возможностью вращения в противоположном направлении.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 содержит газогенератор 19.

Газогенератор 19 содержит внешний корпус 20, установленный концентрично цилиндрический корпус 10 с образованием второго контура 21 между ними.

Газогенератор 19 содержит биротативный компрессор 22 и биротативную турбину 23. На фиг. 3 приведен вид В, а на фиг. 4 приведен вид С.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 содержит (фиг. 5) камеру сгорания 24 с форсунками 25 и сопло 30 с регулируемым вектором тяги.

На днище вертолета 31 (фиг. 1, 2 и 4) выполнена платформа безопасности 32, в полость 33 которой уложен демпфирующий материал 34. В платформе безопасности 32 выполнено центральное отверстие 35 для установки сопла 30.

К платформе безопасности 32 присоединены две посадочные опоры 36, имеющие «П»-образную форму (фиг. 1 и 2).

Далее приведена более подробная конструкция винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 (Фиг. 5 и 6) содержит биротативный компрессор 26 и биротативную турбину 27.

Биротативный компрессор 26 содержит статор компрессора 37, первый ротор компрессора 38, второй ротор компрессора 39.

Биротативная турбина 26 содержит статор турбины 40, первый ротор турбины 41, второй ротор турбины 42, внутренний вал 43 и внешний вал 44.

Внутренний и внешний валы 43 и 44 установлены соответственно на внутренних опорах 45 и внешних опорах 46 (фиг. 5).

Внутренний и внешний валы 43 и 44 с соответствующими им роторами вращаются в противоположные стороны. Это, позволяет исключить реактивный момент, поворачивающий фюзеляж 1 в противоположную сторону и упростить управление вертолетом.

Кроме того, винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 содержит первый вал передачи мощности 47 соединяющий маршевый двигатель 3 и редуктор 6 и второй вал передачи мощности 49, соединененный с внутренниим редуктором 50 для привода вспомогательных агрегатов.

Кроме того, он содержит камеру сгорания 28 с форсунками 29 и сопло 30.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 (Фиг. 5 и 6) содержит топливную систему 51, топливопровод 52, топливный насос 53, привод 54.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5 по второму варианту (Фиг. 6) дополнительно содержит форсажную камеру 51, форсажный коллектор 52, форсажную камеру 55, с установленным в ней форсажным коллектором 56, форсажную топливную систему 57, топливопровод 58, форсажный топливный насос 59, с приводом 60 соединенным с ним.

На фиг. 6 приведена упрощенная схема винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, первый вариант.

На фиг. 7 приведен первый вариант винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5, который камеру сгорания 28 с форсунками 29.

На фиг. 8 приведен второй вариант винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, который дополнительно содержит форсажную камеру 55 с форсажным коллектором 56 (с форсунками) внутри и форсажную топливную систему 57.

Форсажная топливная система 57 содержит топливопровод 58 с установленным в нем форсажным насосом 59, к которому присоединен привод 60. Топливопровод 58 соединен с форсажным коллектором 56.

Винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 установлен вертикально в центре масс фюзеляжа 1 вертолета (фиг. 1).

При этом диаметр корпуса 10 винтовентилятора 9 выполнен больше, чем ширина вертолета в плоскости перпендикулярной его продольной оси ОО и проходящей через центр масс.

Предпочтительно выполнить

D = (1,1…1,5) В, где:

D - диаметр корпуса 10 винтовентилятора 9,

В - ширина вертолета в плоскости перпендикулярной его продольной оси ОО и проходящей через центр масс.

На фиг. 9 приведена более детально конструкция газогенератора 23 двухконтурного газотурбинного двигателя 5 вертолета, первый вариант, повернуто на 90°.

Применение биротативной схемы винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 уменьшит его осевой габарит, вес и устранит реактивный момент, действующий на фюзеляж. Кроме того, гироскопические эффекты от двух роторов, вращающихся в противоположном направлении взаимно компенсируются. Это позволит значительно упростить управление вертолетом.

На фиг. 10 приведена конструкция газогенератора 23 винтовентиляторного газотурбинного двигателя 5 вертолета, 2-й вариант, с форсажной камерой 55, повернуто на 90°.

Дополнительно к первому варианту между биротативной турбиной 25 и соплом 30 расположена форсажная камера 55 с форсажным коллектором 56 для впрыска топлива на форсажных режимах.

Форсажная топливная система 57 содержит топливопровод 58 с установленным в нем форсажным насосом 59, к которому присоединен привод 60. Топливопровод 60 соединен с форсажным коллектором 56.

На фиг. 11 приведена один из возможных вариантов передачи мощности от роторов винтовентиляторного ГТД 5 на маршевые двигатели 3 и 4.

Маршевые двигатели 3 могут быть выполнены в виде турбовинтового двигателя или в виде газотурбинного двигателя.

На фиг. 12 приведена платформа безопасности 32, а на фиг. 11 приведен разрез D -D. Сопло 30 установлено внутри центрального отверстия 35.

Платформа безопасности 32 имеет центральное отверстие 35, выполненное вертикально на оси, проходящей через центр масс вертолета и винтовентиляторный газотурбинный двигатель 5. Диаметр центрального отверстия 52 D₀ больше диаметра среза внешнего сопла 54 - D_c.

D₀≥D_c.

На днище вертолета 31 закреплена платформа безопасности 32, полость 33 которой заполнена демпфирующим материалом 34. В качестве демпфирующего материала 34 может быть применен сотовый наполнитель или металлорезина. В платформе безопасности 32 выполнено центральное отверстие 35. К днищу вертолета 31 прикреплены посадочные опоры 36 «П»-образной формы (фиг. 1).

На фиг. 14 приведено сопло 30 с регулируемым вектором тяги.

Сопло 30 с регулируемым вектором тяги содержит неподвижную часть 61, поворотную часть 62, соединенные цилиндрическими цапфами 63 и гидроцилиндр 64 с системой рычагов 65.

На фиг. 15 приведена схема роторов биротативного винтовентилятора 9.

На фиг. 16 приведена схема управления лопастями 13 биротативного винтовентилятора 9, который содержит цилиндрический корпус 10, верхнюю ступицу 15, нижнюю ступицу 18 с лопастями 19.

Далее система управления углами атаки лопастей 15 иллюстрируется на первой роторной ступени винтовентилятора 12. Схема управления углами атаки лопастей 17 для второй ступени винтовентилятора 16 аналогична.

Управление осуществляет блок управления 70 к которому присоединены линии связи 71. Все линии связи 1 соединены со всеми приводами, в том числе с приводами 20 и 22.

У каждой лопасти 13 выполнена ось 14, на конце которой установлена ведомая шестерня 67. Ведомая шестерня 67 установлена в полость 68, выполненной в верхней ступице 15. С ведомой шестерней 67 контактирует зубчатая рейка 69, с которой соединен привод 20.

Система управления углами атаки лопастей 13 позволяет управлять углов атаки β несинхронно и тем самым управлять перемещение вертолета как по курсу, так и в перпендикулярной плоскости.

Боевой вертолет содержит блок управления 70, предназначенный для управления вектором тяги и углами атаки β лопастей 13, который линиями 71 с приводами 20 и 22 и гидроцилиндром 64. (фиг. 16).

На фиг 17 и 18 приведен процесс изменения угла атаки лопасти 13

На валах передачи мощности 47 и 48 могут быть установлены дистанционно-отключаемые муфты 72 (фиг. 6). Дистанционно-отключаемые муфты 72 позволяют или вручную или по команде с блока управления 70 отключить один из маршевых двигателей 3 или 4 или оба при их отказе.

РАБОТА БОЕВОГО ВЕРТОЛЕТА В НОРМАЛЬНОМ РЕЖИМЕ, 1 вариант

Сначала винтовентиляторный газотурбинный двигатель 2 в режиме «малого газа» (фиг. 1 и 3). Для этого внешний вал 22 раскручиваю через вал отбора мощности 23 и редуктор 24 стартером (стартер на фиг. 1-12 не показан). Привод 31 раскручивает топливный насос 30 основной топливной системы и топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 29 подается в форсунки 26 камеры сгорания 25. Продукты сгорания проходят через биротативную турбину 14. Мощность с биротативной турбины 14 передается на биротативный компрессор 13, который сжимают воздух, идущий через него. Сжатый воздух подается в камеру сгорания 25 для поддержания процесса горения.

Реактивная тяга винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2, создаваемая внутренним соплом 27 и внешним соплом 54 передается на фюзеляж 1, что в совокупности с силой тяги биротативного винтовентилятора 3 обеспечивает взлет, полет вертолета и его посадку в нормальном режиме.

Холодный воздух, истекающий из внешнего сопла 54 смешиваясь с продуктами сгорания, истекающими из внутреннего сопла 27 снижает температуру реактивной струи и тем самым повышает безопасность взлета и посадки.

После прогрева винтовентиляторного газотурбинного двигателя 2 его основную топливную систему 28 переводят на «взлетный режим». Вертолет вертикально взлетает.

Совместная тяговооруженность биротативного винтовентилятора 9 с учетом второго контура 25 и сопла 30 на номинальном режиме составляет 1,05…1,1.

Горизонтальная составляющая тяги при отсутствии маршевых двигателей 3 и 4 создается (фиг. 13) поворотом при помощи гидроцилиндра 64 поворотной части 62 сопла 30 относительно неподвижной части 64 на угол от 5 до 7 град.

На фиг 16-18 приведен процесс изменения угла атаки лопасти 13.

По команде с блока управления 70 привод 20 поворачивает лопасти 17 (фиг. 17) в нужном направлении.

Угол атаки β изменяется (фиг. 17 и 18).

РАБОТА БЕВОГО ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ,

первый вариант при поломке биротативного винтовентилятора

При поломке биротативного винтовентилятора 9 увеличивают подачу топлива в основной топливной системе в 1,1-1,2 раза. Реактивной тяги, создаваемой соплом 30 будет достаточно для мягкой посадки вертолета.

Дистанционно-отключаемые муфты 72 позволяют или вручную или по команде с блока управления 70 отключить один из маршеввтх двигателей 3 или 4 или оба при их отказе.

РАБОТА БОЕВОГО ВЕРТОЛЕТА В АВАРИЙНОМ РЕЖИМЕ

со вторым вариантом двухконтурного ГТД

При значительном снижении силы тяги винтовентиляторного ГТД 5 по любым причинам в этом варианте форсажный топливный насос 59 подает топливо (авиационный керосин) по топливопроводу 59 в форсажный коллектор 56 форсажной камеры 55, где воспламеняется при помощи запальника (запальник на фиг. 1-16 не показан). Реактивная тяга, создаваемую соплом 30 значительно увеличивается. Продукты сгорания через сопло 30 истекают вертикально вниз, эжектируя и смешиваясь с воздухом второго контура 25.

Тяга, создаваемая соплом 30, увеличивается по сравнению с бесфорсажным режимом в 2…3 раза, что обеспечивает аварийную посадку вертолета ценой очень большого расхода топлива.

Применение форсажной камеры 55 в винтовентиляторном газотурбинном двигателе 5 позволяет спроектировать винтовентиляторный ГТД 5 меньших габаритов и веса, что очень важно, так как использование максимальных возможностей винтовентиляторного ГТД 5 приходится применять чрезвычайно редко.

Платформа безопасности 32, полость 33 которой заполнена демпфирующим материалом 34 смягчает удар вертолета о поверхность земли при неудачной посадке. Это дополнительно повышает надежность вертолета и безопасность полетов на нем.

Горизонтальная составляющая тяги создается (фиг. 14) поворотом при помощи гидроцилиндра 64 поворотной части 62 сопла 30 относительно неподвижной части 61 на угол от 5 до 7 град.

Применение группы изобретений позволило:

- обеспечить безопасную посадку при разрушении одной или двух роторных ступеней винтовентилятора, при отказе одного или двух маршевых двигателей и других неисправностях, резко уменьшающих тягу винтовентиляторного газотурбинного двигателя в полете,

- сохранить жизнь экипажу и пассажирам, уменьшить осевой габарит и вес газотурбинного двигателя,

- упростить управление боевым вертолетом,

- значительно улучшить технические характеристики боевого вертолета: скорость, маневренность, высоту подъема вертолета и др. технические, эксплуатационные и боевые характеристики.