Полуреактивный вертолёт

Полуреактивная схема

Обоснование применения новой схемы

1.Отказ от механического привода оправдан как вообще малоприемлемого для авиации.
2.Совмещение функций приводного двигателя и несущего винта - гениальная идея.
3.Смысл применения реактивного привода не исчерпывается компенсацией реактивных моментов в одновинтовой схеме; при необходимости установки нескольких винтов на тяжёлом вертолёте реактивный привод также может использоваться.
4.Газовый привод вертолётных роторов может быть реализован как в реактивном,так и в активном виде - применения приводной турбины,питаемой готовыми газами от дистанционно расположенной генерирующей установки,не на лопастях,а на осях винтов; оба варианта /реактивный и активный/ в соответствующей схеме могут совмещаться.
5.С учётом высокой окружной скорости винта большого диаметра целесообразные при этом заострённые концевые части лопастей могут располагаться за реактивными соплами,отграничивающими широкую часть лопасти.

Принято считать,что применение реактивного привода к нашему времени потеряло популярность в связи с тем,что на вертолётах успешно освоена турбовинтовая установка. Суждение это не верно уже потому,что на вертолётах применяется не турбовинтовая,а турбовальная установка. Турбовинтовая - это когда винт вращается на одной оси с турбиной,и газы из её сопел вытекают в сторону его действия,участвуя в создании тяги этим комплексом. В турбовальной же установке турбина соединяется с винтом посредством многоступенчатого редуктора,в том числе задействуя коническую зубчатую передачу для перехода с горизонтальной оси на вертикальную,что у вертолёта требуется в связи со спецификой установки турбокомпрессорного двигателя: традиционно его воздухозаборник делается направленным по линии движения аппарата,и весь двигатель выстраивается по одной линии с ним. Нужно заметить,что в своё время авиационная турбокомпрессорная установка была создана для самолётов - причём вначале реактивных,а уж потом стала применяться на винтовых. С этим связана её закрепившаяся "линейность". Турбокомпрессорные двигатели адаптировались к вертолётам,преобразуясь в турбовальные.
Осевая турбина имеет огромную скорость вращения и малый крутящий момент - противоположность тому,что требуется для привода низкооборотного винта большого диаметра. Техника знает два пути исправления этого порока - это использование "глубокого" редуктора,дающего большое передаточное отношение, и перевод турбины из осевого в радиальный вид - когда струи действуют непосредственно по окружности ротора /хотя бы частично,то есть будучи направлены диагонально окружной проекции/. В своё время в КБ Миля,работая над выбором двигателя для создававшегося сверхтяжёлого вертолёта,пришли к мысли о целесообразности применения турбины с горизонтально расположенным ротором,то есть соосно с вращаемым ей винтом. Такая схема решала бы сразу две задачи - создание достаточно большого крутящего момента и устранение надобности в громоздкой межплоскостной передаче. Но реалии существующего двигателестроения реализовать эту прогрессивную идею не позволили.

Вернёмся к основному развороту темы - собственно реактивному вертолёту. Упомянутая целесообразность идеи конструктивно-функционального совмещения винта и турбины хороша в теории,но оказалась роковым образом скомпрометирована проблемами на практике. У нас экспериментальный Ми-7 с турбореактивными двигателями на лопастях так и не поднялся в воздух; на Западе было построено несколько вполне работоспособных моделей /наиболее интересные - английский конвертоплан "Ротодайн" и американский вертолёт-кран с рекордным 36-метровым винтом/.Успешное осуществление упомянутых проектов говорит о том,что идея реактивного привода реализуема. Их тупиковость /свёрнуты в дальнейшем/ - свидетельство недоведённости до совершенства при уходе вертолётостроения на более лёгкий путь.
Ошибкой милевского проекта,возможно,был прямой турбореактивный привод - установка самих двигателей на лопастях. Работоспособность такой системы трудно обеспечить,а к.п.д. получается нижайший: невысокий у самих ТРД плюс реактивная передача импульса лопастям. Конструкторы "Ротодайна" шли,вероятно,по более целесообразному пути - сделали стационарную турбокомпрессорную установку,а генерируемые ей газы пустили в лопастные сопла; в результате движущая сила на лопастях создавалась уже готовыми газами,истекающими из лопастей,как из сопел реактивной турбины. Не менее интересен,хотя и хуже по к.п.д.,"горячий" компрессорный привод,применённый на упомянутом гиганте кране: размещённый в фюзеляже компрессор гонит к расположенным на лопастях камерам сгорания горючую смесь,где она совершает работу как в реактивных двигателях /приводя в движение лопасть,как ЖРД приводит в движение ракету/.Надо заметить,что эта модель отличалась неприемлемо высоким расходом топлива.
Однако,если проследить схему преобразования поставляемой генерирующей установкой энергии при механическом приводе и при реактивном,принципиального различия в расходе энергии не обнаружится: разные системы "на выходе" дают одно и то же. Пониженный полезный коэффициент вызван несовершенством передачи движущей силы винту или большими тепловыми потерями в существующих системах реактивного привода. Заметим,что как раз механическому приводу свойственен врождённый порок потери мощности в трении элементов. Работа же винта как реактивной турбины - это наиболее прямой путь преобразования энергии расширяющихся газов в энергию вращающегося ротора.
Когда горючее сжигается в коротких камерах на концах лопастей,его энергия используется с минимальной эффективностью: определённый объём заряда за время своего горения успевает сообщить лопасти весьма небольшой импульс. Если дать образующейся плазме расширяться в длинных каналах лопастей /или в специальной камере до входа в них/,выделяющаяся энергия будет аккумулироваться в значительном объёме газов,который,истекая из лопастей,придаст им соответственно большой импульс /можно провести аналогию с турбовентиляторным двигателем,имеющим более высокий к.п.д. по сравнению с одноконтурным воздушно-реактивным/. В данном звене системы более прямой путь,как ни парадоксально на первый взгляд,оказывается более затратным.
Исходя из вышесказанного: наиболее благодатным симбиозом элементов преобразующей системы будет привод винта реактивными соплами и предварительного сжигания горючего в турбокомпрессорной установке. В такой схеме отсутствуют механические элементы привода,а приводной канал является частью системы теплоотдачи и непосредственного преобразования тепловой энергии в механическую. Получается та же реактивная турбина,только расширенная в своей функции.

Возможен ещё один вариант привода,в котором на первый взгляд не видится смысла: газы от дистанционно расположенной генерирующей установки подаются на отдельную приводную турбину /может быть как активного,так и реактивного типа/,расположенную соосно с винтом и непосредственно его вращающую. Условно назовём такую систему активным газовым приводом. Недостатком будут тепловые потери в длинном канале при отсутствии непосредственного действия на лопасть,как в реактивном приводе,что снимало бы проблему недостатка крутящего момента. Однако приводную турбину можно сделать достаточно большого диаметра,что обеспечит достаточный крутящий момент. Возможно,сам по себе такой привод и бессмысленен,но он может быть применён в комплексе,использующем дистанционную энергетическую установку.

Предлагаемая схема вертолёта выглядит следующим образом: 2/3 фюзеляжа несёт большой передний винт с реактивным приводом от расположенной на фюзеляже генерирующей установки,а оставшуюся хвостовую треть удерживают два малых /вдвое меньше переднего/ винта,установленные на развитом хвостовом оперении. При этом задние винты,образующие поперечную пару,вращаются в противоположные стороны и взаимно подавляют свои реактивные моменты,что надобность в их реактивном приводе снимает - на них делается активный газовый привод от той же двигательной установки,которая питает передний реактивный винт.
Такая "полуторная" схема позволяет сократить поперечные размеры в 1,5 раза по сравнению с одновинтовой,отказавшись от винта неприемлемо большого диаметра. При этом разделение подъёмной силы на три независимых очага обеспечивает наилучшее управление как по тангажу,так и по бортовому крену. Путевое управление также получается более эффективным,чем у реактивного вертолёта с небольшими рулевыми винтами на хвосте; отсутствие надобности в последних - тоже понятное преимущество описываемой схемы. Два малых задних винта здесь не являются специфически рулевыми,но в значительной мере выполняют рулевую функцию,причём всестороннюю /в отличие от обычных рулевых винтов вертолётов/.Развитое хвостовое оперение оказывается в потоке винтов таким образом,что это способствует его эффективной работе.
Компактность такого вертолёта сочетается с хорошей аэродинамикой /тормозящие моменты винтов у него минимальны/. По соотношению тяги и массы конструкции получается одна из наиболее сильных схем.

КОНЦЕПЦИЯ И СХЕМА ГИБРИДНОГО ГАЗОВОГО ПРИВОДА

Реактивный привод газоточного типа при одном винте естественным образом предполагает размещение энергетической установки под фюзеляжным капотом. Лопасти с реактивными соплами представляют собой лишь конечное,реализующее звено цикла. Однако если при такой схеме использовать реактивный привод винтов,расположенных на крыльях,газопроводный путь окажется слишком длинным,содержащим несколько коленчатых переходов,- это приведёт к значительной потере энергии расширяющихся газов. Поэтому в предложенной схеме привод к задним винтам,расположенным на хвостовом оперении,делается не в виде реактивных сопел на лопастях,а в виде принимающих давление подаваемых газов турбин /наподобие моторов пневматического привода/. В результате получается гибридный газовый привод - использующий в одной группе реактивную,а в двух других - активную систему.

Логика работы многоканального газового привода проста: газогенерирующая установка даёт необходимый объём продуктов сгорания топлива,которые поступают в объединительно-распределительную камеру,откуда по соответствующим каналам направляются к приводным двигателям вертолёта /в представленном случае один канал идёт в распределительный барабан ротора,направляющий газы в лопасти,а два других - через крылья хвостового оперения к приводным турбинам задних винтов/. По аэростатическим законам распределение газов по каналам происходит равномерно и дифференцируется потребляемой мощностью приводных моторов.
В качестве энергетической /газогенерирующей/ установки наиболее приемлемы существующие турбокомпрессорные двигатели без каких-либо преобразующих элементов. Однако для наиболее эффективной энергетической функции желательно,чтобы в распределительную камеру поступали не остывающие продукты горения,а горящая горючая смесь. То есть нужно настроить двигатели так,чтобы топливо в них сгорало не полностью,а выдавливалось в распределительную камеру горящим. Уже в ней будет происходить его дожигание и образование готовых расширяющихся газов,поступающих в приводные каналы. Такой цикл можно назвать полугорячим или полухолодным /одно и то же!/: топливо горит в распределительной системе,но рабочее тело поступает к приводным двигателям в терминологическом смысле холодным /в действительности его температура не менее 150 градусов Цельсия/. Приводные двигатели реализуют конечный результат энергетического процесса системы - принимают давление разогнанных предшествовавшим тепловым расширением газовых потоков. У большого переднего винта это происходит в виде использования непосредственной отдачи от их массы,истекающей через реактивные сопла на лопастях. В приводе малых задних винтов динамическая реакция потоков происходит в соплах реактивных турбин,но работающих на оси винта,а не выведенных в лопасти /такая схема сокращает энергетические потери в сравнении с вариантом реактивного привода лопастей/.
Для обеспечения надёжности,а также и требуемой мощности,энергетическая установка делается спаренной,как это практикуется на вертолётах традиционных схем. Горящее топливо из неё подаётся в единую распределительно-дожигательную камеру,которая будет поддерживать функцию приводной системы в случае отказа одного из газогенераторов.
Нужно заметить,что достаточный для движущей реакции объём рабочего тела в значительной мере создаётся поступающим из компрессора не расходуемым на горение воздухом,а не одними продуктами сгорания топлива,- благодаря этому получается реактивная система с достаточно высоким к.п.д..

ФУНКЦИЯ И ВЗАИМОДЕЙСТВИЕ ВНЕШНИХ ЭЛЕМЕНТОВ СХЕМЫ

Предлагаемая схема является нетрадиционной трёхвинтовой - включает один передний винт большого диаметра и два задних вдвое меньшего. При этом 2/3 подъёмной силы и горизонтальной тяги /при равной скорости вращения/ создаётся большим передним винтом,на малые задние приходится лишь 1/3 несущей и тяговой нагрузки. При этом последние выполняют совмещаемую с несущей рулевую функцию - как путевого,так и тангажного управления. Путевое управление осуществляется изменением циклического шага одного из задних винтов. Изменение распределения подъёмной силы может осуществляться как изменением общего шага задних винтов,так и изменением их оборотов /подаваемой мощности/. Управление бортовым креном может осуществляться как изменением общего шага одного из задних винтов,так и подаваемой на один из них мощности. Управление горизонтальной тягой,определяющей скорость полёта,осуществляется синхронным изменением угла наклона всех винтов вперёд; торможение и задний ход - их синхронным наклоном назад; переход в режим висения - расположением всех винтов параллельно ходовой линии,без наклона.
Как и у вертолётов традиционных схем,управление креном,поворот и боковое движение могут осуществляться наклоном винтов вбок. Поскольку задние винты имеют перекрытие с передним,во избежание их схлёстывания их совместный наклон жёстко синхронизируется. При этом защитой от схлёстывания выступает необходимо большой вертикальный зазор между передним винтом и нависающими над ним полудисками задних; при совместном наклоне вбок зазор безопасности уменьшается не более чем в 1,5 раза,что отвечает требованиям приемлемости схемы.