Рис. 8.14.Схема выходного
патрубка вертолетного ГТД
В турбовальных ГТД, устанавливаемых на вертолётах, работа расширения газа практически полностью превращается (за вычетом гидравлических потерь) в работу на валах турбины компрессора и свободной турбины, вращающей несущий винт вертолёта. Полное давление газа за турбиной превышает давление атмосферы лишь на небольшую величину, необходимую для выпуска газов из-за свободной турбины через выходной патрубок (рис. 8.14).При этом отвод газов из-за турбины производится не в сторону, противоположную направлению полёта, а вверх или вбок, так как за силовой установкой располагается хвостовая часть фюзеляжа, омывание которой потоком горячих газов нежелательно. Поэтому выходной патрубок вертолётного ГТД имеет форму криволинейного канала, подобного показанному на рис. 8.14. Боковая составляющая силы реакции компрессируется тем, что выходные патрубки двух устанавливаемых на вертолет двигателей изогнуты в противоположные (по отношению к продольной оси вертолёта) стороны.
При этом в целях максимального использования работы расширения газа для получения работы на валу турбин, скорость газа на выходе из криволинейного канала выбирается возможно малой, обычно меньшей, чем за свободной турбиной.
Сильная искривленность канала такого выходного устройства приводит к появлению значительных гидравлических потерь. Их учет в расчетах ТВаД может быть выполнен либо по коэффициенту восстановления полного давления , либо по коэффициенту скорости, где, причем,р*т– полное давление за свободной турбиной, ар*с– полное давление на выходе из выходного патрубка.
Обычно на расчетном режиме для выходных устройств ТВаД
и .
РАБОТА ЭЛЕМЕНТОВ И ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК
Глава 1
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ РАБОЧЕГО
1.1. РЕАЛЬНЫЙ ЦИКЛ ГТД
Во всех газотурбинных двигателях осуществляется однотипный термодинамический цикл цикл Брайтона с подводом теплоты при практически постоянном давлении.
В этой главе рассматривается влияние параметров рабочего процесса на удельные параметры ГТД прямой реакции различных схем в предположении, что параметры процесса могут изменяться независимо друг от друга, что обычно соответствует условиям проектирования двигателя. В выполненном двигателе, как будет показано ниже, параметры рабочего процесса являются взаимно связанными, что должно специально учитываться.
Рис. 1.1. Сравнение реального
и идеального циклов ГТД
Реальный цикл ГТД отличается от идеального наличием гидравлических потерь во всех элементах двигателя.Гидравлическими потерями называется работа газа, затрачиваемая на преодоление гидравлического сопротивления при его движении. Гидросопротивление обусловлено наличием:
сопротивления трения;
волнового сопротивления.
Поэтому процессы сжатия и расширения в реальном цикле являются не адиабатными, а политропными. Кроме того, в процессе подвода к воздуху теплоты в камере сгорания изменяется состав рабочего тела (образуется смесь воздуха и продуктов сгорания топлива), а также увеличивается его массовый расход на величину расхода топлива. В процессе подвода теплоты в камере сгорания увеличивается скорость газа и, следовательно, снижается давление в ней в отличие от идеального цикла, в котором подвод теплоты осуществляется при постоянном давлении.
На рис.1.1 представлено сравнение реального и идеального циклов ГТДпри условии, что параметры циклов π и Δ одинаковы.
| Рис. 1.2. Одноконтурный ТРД | Рис. 1.3. Двухконтурный ТРД |
Функции воздуха, участвующего в рабочем процессе ГТД различных схем, различаются. Так, в ГТД прямой реакции (ТРД и ТРДД, рис. 1.2 и 1.3) воздух выполняет три функции. Во-первых, он служит основным компонентом рабочего тела цикла, в результате осуществления которого происходит преобразование тепловой энергии в механическую. Часть этой энергии в виде работы на валу турбины используется для привода во вращение роторов компрессора, а также агрегатов двигателя и самолета. Во-вторых, оставшаяся после расширения в турбине энергия газа (смеси воздуха и продуктов сгорания топлива) расходуется на его ускорение, за счет чего создается тяга. В-третьих, кислород воздуха используется для окисления топлива в процессе преобразования его химической энергии в тепловую.
В ТВД, ТВВД и ТВаД (рис. 1.4 и рис. 1.5) воздух, участвующий в рабочем процессе, выполняет только две функции: является основным компонентом рабочего тела цикла и служит для окисления топлива за счет находящегося в нем кислорода. Третью функцию по созданию реактивной тяги он выполняет лишь частично в ТВД и ТВВД. Движителем силовых установок с двигателями этих типов является винт, который создает основную величину тяги.
| | |
| Рис. 1.4. Турбовинтовой двигатель | Рис. 1.5. Турбовальный ГТД |
Рис. 1.6. Цикл газотурбинного двигателя в р-υ и Т-s - координатах
В реальном цикле ГТД (рис. 1.6) в процессе H-В-К происходит последовательное политропное сжатие воздуха во входном устройстве (процесс Н-В) и компрессоре (процесс В-К). В процессе К-Г в камере сгорания осуществляется подвод теплоты к воздуху, а в процессе Г-Т-С – последовательное политропное расширение газа в турбине (процесс Г-Т) и сопле (процесс Т-С). Замыкается цикл условным процессом С-Н отвода теплоты от газов в атмосферу после их истечения из двигателя.Площадь левее линии общего процесса сжатия Н-В-К эквивалентна политропной работе сжатия Lп.с.
Так как в процессе подвода теплоты в камере сгорания давление газа падает, то процесс К-Г-Т-С будем называть общим процессом расширения, а площадь левее линии этого процесса – политропной работой расширения Lп.р.
Отличие циклов двигателей различных схем состоит в различном положении точки Т, характеризующей давление газов за турбиной. В цикле одноконтурного двигателя точка Т расположена выше всех (рис.1.6 а), т.к. в нем работа турбины расходуется лишь для привода во вращение компрессора и агрегатов двигателя и самолета, хотя доля мощности, затрачиваемая на привод этих агрегатов, пренебрежимо мала.
В цикле двухконтурного двигателя точка Т' расположена ниже, чем точка Т в ТРД, т.к. в этом двигателе работа турбины, кроме привода компрессора внутреннего контура, используется еще и для привода во вращение вентилятора. Поэтому для получения большей работы в турбине этого двигателя газ расширяется в ней до более низкого давления, чем в ТРД.
Основной функцией ТВД (рис.1.4) является создание работы на валу турбины с целью передачи ее на винт для создания тяги. В силовых установках с этими двигателями за счет реакции струи создается лишь примерно 8…12% тяги. Поэтому в турбине ТВД происходит еще более глубокое расширение газов, чем в турбине ТРДД (точка Т'' на рис. 1.6а).
Наконец, задачей турбовального двигателя (рис.1.5) является создание мощности на валу турбины для передачи ее нанесущий и рулевой винты. За счет реакции струи тяга у этих двигателей не создается. Поэтому в турбине ТВаД происходит практически полное расширение газов до давления, близкого к атмосферному, а иногда и ниже атмосферного. Поэтому точка Т''' на рис. 1.6 а почти совпадает с точкой С.
Работой реального циклагазотурбинного двигателя называется величина
Lц= (Lп.р–Lп.с) – (L r р+Lrс) = (Lп.р–Lrр) – (Lп.с+Lrс).
Таким образом, работа реального цикла в отличие от идеального не эквивалентна площади цикла, а меньше ее на величину суммарных гидравлических потерь Lrс в общем процессе сжатия и Lrр в общем процессе расширения. Выше было отмечено, что работа воздуха и газа, расходуемая на преодоление сил гидравлических сопротивлений, полностью преобразуется в теплоту трения, т.е. Lr с= Qrси Lrр= Qrр.
Для учета этих потерь введем в рассмотрение понятие коэффициента полезного действия общего процесса сжатия ηси коэффициента полезного действия общего процесса расширения ηр.
Кроме того, примем следующие допущения:
Вместо статического давления за компрессором будем рассматривать давление заторможенного потока, т.к. при малой скорости за компрессором они отличаются незначительно;
Гидравлические потери в камере сгорания отнесем к общему процессу расширения;
Также будем считать, что расширение газа в сопле двигателя полное, т.е. рс=рН.
С учетом принятых допущений, как и в идеальном цикле, введем два параметра цикла: π = р*к /рН– степень повышения давления в цикле и Δ=Т*г/ТН – степень подогрева воздуха в цикле.
Коэффициентом полезного действия общего процесса сжатия будем называть отношение адиабатной работы общего процесса сжатия к сумме политропной работы и гидравлических потерь в этом же процессе, т.е.
,
где , а.
Этот КПД учитывает гидравлические потери во входном устройстве и компрессоре.
Коэффициентом полезного действия общего процесса расширения будем называть отношение политропной работы всего процесса расширения за вычетом потерь в этом же процессе к адиабатной работе процесса расширения, т.е.
,
где .
Так как в идеальном процессе подвода теплоты в камере сгорания потери отсутствуют, то р*г =р*к. Кроме того, при полном расширении газа в сопле рс=рН, тогда
.
КПД ηручитывает гидравлические потери в процессе расширения, т.е. потери в турбине, сопле, а также в камере сгорания.
Выразим теперь работу цикла через параметры цикла и КПД ηси ηр.
.
Введем в рассмотрение коэффициент
,
учитывающий различие физических свойств воздуха и продуктов сгорания. Он зависит от трех величин: π, Т*г и ТН, т.к. от этих величин зависят теплоемкости ср и . Для практически возможных значений π,Т*г и ТН приближенно можно считать, что =1,03…1,06.
Кроме того, учтем, что . Тогда окончательно получим
. (1.1)
Как видно, в отличие от идеального цикла, работа реального цикла ГТД зависит не только от параметров рабочего процесса π и Δ, но и от коэффициентов полезного действия ηси ηр, учитывающих гидравлические потери в общих процессах сжатия и расширения. Кроме того, работа цикла зависит от температуры атмосферного воздухаТН, которая может изменяться при изменении высоты полета и атмосферных условий.
Формула для работы цикла (1.1) справедлива для ГТД различных типов (ТРД, ТРДД, ТВД, ТВаД и др.), у которых рабочий цикл аналогичный, описанному выше.
В приближенных расчетах можно считать, что ηс= const и ηр= const, т.к. у ГТД в стендовых условиях и в полете с дозвуковыми и небольшими сверхзвуковыми скоростями КПД общего процесса сжатия близок к КПД компрессора (т.е. ηс= 0,83…0,85), а КПД процесса расширения близок к КПД турбины (т.е. ηр= 0,9…0,92).
studfiles.net
Рис. 5.6. Примерная программа
регулирования вертолетного ТВаД в
широком диапазоне изменения РШГ
У современных турбовальных ГТД со свободной турбиной угол установки лопастей несущего винта н.ви частота вращения его ротораnн.впрактически не влияют на характеристики газогенератора. Это справедливо для двигателей с нерегулируемыми компрессорами или в случаях, когда компрессор ГГ регулируется только в зависимости от приведенной частоты вращения ротора ГГ, а турбина ГГ является «запертой» сопловым аппаратом первой ступени свободной турбины, который выполняет роль дросселя с неизменной площадью проходного сечения.При этих условиях режим работы ГГ задается только одним управляющим фактором – расходом топлива Gт и, следовательно, его САУ является однопараметрической.Типовая программа управления вертолетного ТВаД в зависимости от угла установки рычага управления (в данном случае – рычага «шаг–газ» РШГ) представлена на рис. 5.6. В основном эксплуатационном диапазоне режимов работы двигателя (от 2 до 3) программа обеспечивает постоянство частоты вращения свободной турбины nс.т = const. При пилотировании вертолета летчик с целью регулирования тяги несущего винта изменяет угол установки (шаг) его лопастей, а в соответствии с этим САУ ГГ изменяет подачу топлива (газ) двигателя. При увеличении Gт возрастают nт.к, , параметры газа перед свободной турбиной и повышается мощность на валу свободной турбины, которая через трансмиссию передается несущему и рулевому винтам.Такая система управления получила наименование «шаг-газ».
Условие поддержания nс.т = const диктуется требованиями безопасности полетов и удобства пилотирования. Это связано с тем, что при
nс.т = const обеспечивается возможность быстрого увеличения тяги несущего винта, т.к. не требуются затраты времени на раскрутку несущего винта, имеющего очень большой момент инерции. И только на пониженных режимах, когда несущий винт становится на упор минимального шага (при 2, см. рис. 5.6) nс.т начинает снижаться и nт.к тоже уменьшается – вплоть до режима МГ (при = 1).
Рис. 5.7. Зависимость параметров
ТВаД со свободной турбинной
от загрузки несущего винта
На рис. 5.7 представлена зависимость параметров двигателя (в диапазоне изменения от2до3) от угла установки несущего винтан.в. Ее принято называтьнагрузочной характеристикой несущего винта.При увеличении, например, н.в нарушается баланс потребной и располагаемой мощностей на выходном валу, что приводит к снижению частоты вращения свободной турбины nс.т. Входящий в состав САУ двигателя регулятор частоты вращения несущего винта реагирует на снижение nс.т увеличением подачи топлива в камеру сгорания Gт. При этом ГГ переходит на повышенный режим работы, характеризуемый более высокими значениями параметров рабочего процесса nт.к, nт.к.пр, и мощностиNе (рис. 5.7). Происходит восстановление баланса мощностей, что приводит к восстановлению заданной частоты вращения свободной турбины.
Существует режим максимальной загрузки несущего винта н.в.max (при nс.т=const), который характеризуется тем, что один из ограничиваемых параметров двигателя достигает предельно допустимой величины по условиям надежной работы двигателя. Тогда соблюдение условия nс.т=const при дальнейшем увеличении н.в становится невозможным. При дальнейшей загрузке несущего винта в области н.в > н.в.max вступает в действие ограничитель, блокирующий работу регулятора nс.т = const, и начинает осуществляться подача топлива из условия поддержания неизменного значения ограничиваемого параметра. Тогда nс.т начинает падать. Но если система управления ГГ является однопараметрической, то поддержание в области н.в > н.в.max постоянства одного из ограничиваемых параметров (при ТН = const) обеспечивает неизменность остальных его параметров, а мощность Nе меняется незначительно (только в соответствии с изменением КПД свободной турбины с.т).
Рассмотрим, какие параметры могут приниматься за параметры ограничения. Как и в других типах ГТД, ограничение может назначаться по =;nт.к =nт.к.max;nт.к.пр =nт.к.пр.max. Первые два ограничения обусловлены условиями прочности, а третье – газодинамической устойчивостью компрессора.
Помимо указанных общепринятых для всех типов ГТД ограничений, у турбовального ГТД имеется еще одно специфическое ограничение: по максимальной мощности на валу двигателя Nе = Nе max. Поясним смысл этого ограничения.
Для турбовальных ГТД характерно уменьшение располагаемой мощности Ne с увеличением высоты полета. А мощность, потребная для полета вертолета, с высотой полета возрастает. Поэтому для обеспечения полета вертолетов с полной полезной нагрузкой на требуемых высотах приходится устанавливать на них более мощные двигатели, чем это требуется для полета при Н = 0. Тогда на высотах, меньших расчетной, двигатель обладает значительным избытком мощности. Этот избыток мощности является излишним – он не может быть использован для улучшения летных характеристик вертолета. Но выход двигателя при Н < Нр на эти повышенные мощности недопустим, так как представляет опасность для прочности самого двигателя, редуктора и трансмиссии, которые в целях снижения массы редуктора и трансмиссии вертолета рассчитываются на Nе max = Nе р. Поэтому у вертолетных ГТД в качестве ограничиваемой величины принимают максимальную мощность на валу двигателя Nе max при Н = Нр, а на высотах полета, меньших расчетной, и в любых других условиях вводят в качестве ограничения по прочности требование Nе Nе max.
Для того чтобы выяснить, какой из перечисленных ограничиваемых параметров достигает предельного значения при конкретных величинах температуры ТНи давлениярН, рассмотрим работу двигателя на режимах ограничения, включая режиммаксимальной загрузки несущего винта.
studfiles.net
Aérospatiale Alouette II — французский многоцелевой вертолёт. Разработан и производился предприятием Sud Aviation, позже — Aérospatiale, серийный выпуск — 1956—1975 гг. Выпущено более 1300 вертолётов. Alouette II стал первым в мире серийным вертолётом с газотурбинным двигателем. Использовался как в вооруженных силах (в качестве разведывательного, связного, тренировочного, противотанкового), так и в гражданской авиации для решения задач общего назначения.
и других источников найденных мною в инете и литературе.
Этот вертолет разработали на основе трехместного легкого вертолета Sud-Est SE 3120 Alouette.Разработка вертолета велась в рамках государственного контракта. Sud-Est и SNCASE это одно и то же. Впервые он взлетел в июле 1952 года со звездообразным двигателем внутреннего сгорания Salmson 9NH мощностью 200 л. с. (149 кВт). Затем силовой каркас полностью реконструировали для установки турбовального двигателя Turbomeca Artouste I мощностью 361 э.л.с. (269 кВт). Первый из двух новых прототипов, обозначенных SE 3130, впервые взлетел 12 марта 1955 года; три месяца спустя он установил новый рекорд высоты для вертолетов под управлением Jean Boulet - 8209 м.На следующий год опытный вертолет проявил себя в качестве горноспасательного, доставив пострадавшего альпиниста в больницу с высоты 4362 м во французских Альпах. В 13 июня 1958 года SE 3130 снова под управлением Jean Boulet установил новый рекорд высоты для всех классов вертолетов- 10981 м.В апреле 1956 года, был построен первый серийный Aloutte II,что делает его первым серийным вертолетом с турбовальным двигателем в мире. Первые серийные вертолеты поставлялись французским военным и гражданским заказчикам. К сентябрю 1960 года покупатели из 22 стран заказали не менее 598 машин Alouette II. Лицензии на сборку и торговлю получили фирмы "Republic" в США и SAAB в Швеции. В 1963 году Alouette II первым из иностранных вертолетов получил американскую сертификацию.
Alouette II подходил для решения самых разных задач, включая наблюдение, аэрофотосъемку, спасение на море, связь, обучение, медицинскую эвакуацию (с двумя носилками на внешних подвесках), опыление полей и работу летающим краном (до 500 кг груза).
На базе Alouette II с двигателем Artouste был сделан вариант, впервые взлетевший 31 января 1960 года в виде прототипа SA 3180. На испытанный планер Alouette II поставили турбовальный двигатель Astazou ПА мощностью 360 э.л.с. (268 кВт) и усиленную трансмиссию с вертолета Alouette III. Серийный выпуск новой машины начался в 1964 году в версии SA 318C. Первые поставки начались в 1965 году.
Вертолет SA 318С имел чуть более высокую скорость, больший радиус действия и мог нести более тяжелые грузы, но меньше годился для действий на больших высотах.
Весной 1975 года их серийный выпуск закончился. Всего продали 1300 машин Alouette II, включая 923 аппарата с двигателями Artouste. Вертолеты этого типа закупили 126 гражданских и военных организаций из 46 стран. Естественно, Франция стала основным заказчиком вертолетов Alouette II. Французская Армия (ALAT), ВВС, ВМФ и жандармерия приобрели до 400 таких машин. Основным потребителем стала ALAT, получившая 229 экземпляров.
Alouette II стал очень популярным у военных разных стран. После Франции и ФРГ их заказали Армии Бельгии (39) и Швейцарии(30), все три вида ВС Швеции (25) и Австрия (16). Alouette II также поставлялись ВВС Камбоджи, Конго, Доминиканской Республики, Индонезии, Израиля, Берега Слоновой Кости, Лаоса, Ливана, Мексики, Марокко, Нидерландов, Перу, Португалии и Южной Африки.
Вертолёт классической схемы с рулевым винтом. Несущий винт — трехлопастный. Хвостовая балка — ферменной конструкции. Силовая установка — турбовальный двигатель. Шасси полозковое.Чтобы не запутаться в производителях:Sud-Est Aviation (SNCASE) объединился с Sud-Ouest Aviation (SNASCO)в 1957 году, образовав Sud Aviation.В 1970 году Sud стал SNIAS ,а с 1984 года назывался Aérospatiale. Вертолетный дивизион Aérospatiale и MBB (Messerschmitt and Bölkow) объединившись в 1992 году создали Eurocopter.
Наш вертолет был построен как Aerospatiale SA-318C Alouette II Astazou C/N 1958/586C-A41 в 1967 году и попал в Бельгийскую армию.В 1988 году в Бельгийскую армию начали поступать вертолеты Agusta A109BA ,которые и заменили Alouette II во всех их задачах.Видимо после этого времени наш вертолет и попал в Royal Military Museum. Хотя крайние Alouette II служили вплоть до 2009 года в Бельгийской армии...Музей вертолетов поменялся с Royal Military Museum в Брюсселе,отдав им Bristol 171 Sycamore Mk.14, XG547,и получив взамен этот Sud Aviation Alouette SA 318C, A-41, c/n 1958.Итого в этот музей он попал 19 февраля 2008 года.
Модификации:SE 3130 Alouette II – после 1967 года так стал называться SA 313B Alouette II.SE 3131 Gouverneur – эксклюзивная версия с закрытой хвостовой балкой,был заброшен в пользу Alouette III.SE 3140 Alouette II – предложенная версия, должна была оснащаться 298 kW (400 hp) Turbomeca Turmo II. не строился.HKP 2 Alouette II – шведская лицензионная версия SE 3130SA 318C Alouette II Astazou – оснащен турбовальным двигателем 550 shp (410 kW) Turbomeca Astazou IIA (зажатым до 360 shp) и усиленной трансмиссией от Alouette III.SA 318C Alouette II (был SE 3180 Alouette II) – после 1967 года он стал называться SE 3150.SA 315B Lama – версия для индийских военных;она совместила двигатель Artouste и основной винт от Alouette III с усиленным планером Alouette II.ЛТХ: Модификация SA.318CДиаметр главного винта, м 10.20Диаметр хвостового винта, м 1.91Длина,м 9.75Высота ,м 2.75Масса, кг пустого 890нормальная взлетная 1500максимальная взлетная 1650Внутренние топливо, л 580Тип двигателя 1 ГТД Turbomeca Astazou IIAМощность, кВт 1 х 395(268)Максимальная скорость, км/ч 205Крейсерская скорость, км/ч 180Практическая дальность, км 720Дальность действия, км 100Продолжительность полета, ч.мин 5.18Скороподъемность, м/мин 396Практический потолок, м 3300Статический потолок, м 1550Экипаж, чел 1Полезная нагрузка: 4 пассажира или 2 носилок с сопровождающим или 600 кг грузаВооружение(опционально): одна 20-мм пушка М151/20 или 7.62-мм пулемет2 ПУ 68-мм или 80-мм НУР, или 2 УР воздух-поверхность AS.11
igor113.livejournal.com
Группа изобретений относится к технике защиты от перегрузки вертолетных двигателей. Система защиты от перегрузки включает компьютер для хранения данных и устройство ввода, например клавиатуру, для ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Предусмотрен температурный датчик для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя вертолета. Фактическая температура сравнивается с профилем безопасной температуры, и вода и/или спирт инжектируются в двигатель в случае, когда фактическая температура превышает безопасную температуру. Раскрыто применение размещенного на земле резервуара для использования во время запуска и бортового резервуара для использования во время полета. Группа изобретений позволяет исключить «горячие запуски» газотурбинного двигателя и режимы его перегрузки в процессе полета вертолета. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
Область техники
Изобретение относится к системе защиты газотурбинного двигателя вертолета, а более конкретно к вертолету с системой защиты газотурбинного двигателя, которая инжектирует в двигатель воду и/или спирт в случае приближения к состоянию перенапряжения.
Уровень техники
Вертолеты, оснащенные газотурбинными двигателями, обычно включают в себя измерители температуры на выходе турбины для исключения запуска двигателя из горячего состояния («горячих запусков»). Например, хорошо известно, что на первых нескольких секундах процедуры запуска двигателя температура на выходе турбины стремительно нарастает. Также хорошо известно, что запуск прекращают при превышении максимальной температуры, например, 927°С или при выходе за пределы десятисекундного ограничения времени перехода от 810°С к максимум 927°С. Также хорошо известно управление двигателем с поддержанием температуры на выходе турбины, крутящего момента и скорости двигателя ниже предварительно заданных уровней, в дальнейшем указанных как пределы перенапряжения. Выход за эти пределы может серьезно повредить двигатель и/или привести к отказу двигателя.
Один из методов для запуска газовой турбины, используемой для выработки электрической энергии, раскрыт в патенте США, Takehara и др., №5121596. В соответствии с раскрытием газовая турбина запускается, и с момента запуска газовой турбины на пути следования газов сгорания осуществляется инжектирование заданного количества влаги, изменяющегося в зависимости от количества подаваемого топлива или температуры газов сгорания. Таким образом, температура сгорания в камере сгорания или скорость изменения температуры на поверхностях составных частей на пути следования газов сгорания почти одинаковы.
В дополнительном патенте США, Moore, №4619110, раскрыта система предупредительной сигнализации или контроля для двигателя вертолета, включающая устройства для измерения температуры двигателя, скорости двигателя и выходного крутящего момента, создаваемого двигателем. Предусмотрена воспринимаемая на слух сигнализация, которая может изменяться по мере приближения к пределам перенапряжения. Кроме того, может быть предусмотрено устройство для автоматического инжектирования воды или спирта в двигатель при приближении условий перенапряжения.
В соответствии с указанным предполагается, что имеет место коммерческая потребность и необходимость в создании усовершенствованной системы защиты газотурбинного двигателя вертолета в соответствии с настоящим изобретением. Должна быть коммерческая потребность и необходимость таких способов и систем, которые применяются при запуске газотурбинного двигателя вертолета для исключения «горячих запусков». В некоторых случаях система предотвратит необходимость прекращения запуска.
Кроме того, усовершенствованные системы в соответствии с настоящим изобретением также эффективны для исключения режимов перенапряжения в процессе полета.
Краткое изложение сущности изобретения
По существу настоящее изобретение предусматривает систему предотвращения «горячих запусков» газотурбинного двигателя вертолета. Система включает средства для выбора первой предварительно выбранной температуры, являющейся ниже критической температуры для температуры на выходе турбины и десятисекундного переходного температурного диапазона. Для измерения температуры на выходе турбины двигателя предусмотрены такие средства, как термопара. Система включает источник хладагента, такого как вода и/или спирт, для инжектирования (впрыскивания) в газотурбинный двигатель, например, по пути следования газов сгорания. Предусмотрены средства для впрыскивания воды и/или спирта из источника в двигатель при превышении температуры на выходе турбины первой предварительно выбранной температуры и средства для аварийного прекращения запуска, если температура не упадет ниже десятисекундного переходного температурного диапазона.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения система также включает средства для обнаружения состояния перенапряжения в процессе полета и средства для впрыскивания воды и/или спирта в газотурбинный двигатель в ответ на состояние перенапряжения.
В другом варианте осуществления изобретения предлагается система защиты от перенапряжения газотурбинного двигателя вертолета, включающая вертолет и газотурбинный двигатель, установленный в вертолете. Бортовой резервуар для воды и/или спирта также установлен в вертолете, так же как и впускное отверстие для приема воды и/или спирта, подаваемых из наземного источника. Система также включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Также предусмотрены средства для измерения профиля действительной температуры двигателя во время процедуры запуска и средства сравнения для выработки сигнала в случае, когда действительная температура двигателя выйдет за пределы профиля безопасной температуры двигателя. Система в соответствии с вариантом осуществления изобретения также включает в себя средства для измерения по меньшей мере одного критического рабочего параметра, такого как температура двигателя, выходной крутящий момент и скорость двигателя в процессе полета. Ключевая функция в данном варианте осуществления изобретения относится к средствам для впрыскивания воды и/или спирта в двигатель вертолета во время процедуры запуска, сохраняя бортовой резервуар заполненным водой и/или спиртом. Кроме того, система включает средства, такие как соединительное устройство быстрого подключения-отключения, для отключения подачи воды из размещенного на земле источника после завершения процедуры запуска и средства, такие как насос, для впрыскивания предварительно заданного количества воды и/или спирта из бортового резервуара в газотурбинный двигатель в ответ на состояние перенапряжения в процессе полета.
Далее изобретение описывается с использованием сопровождающих чертежей, на которых одинаковые ссылочные позиции используются для обозначения одинаковых деталей.
Описание чертежей
Фиг.1 представляет собой вид сбоку, показывающий вертолет с системой защиты от перенапряжения в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.2 представляет собой схематическое изображение газотурбинного двигателя вертолета, используемого при осуществлении настоящего изобретения;
фиг.3 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую способ, позволяющий избежать «горячий запуск» в соответствии с одним из вариантов осуществления данного изобретения;
фиг.4 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую дополнительный вариант осуществления изобретения.
Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения
Как показано на фиг.1, вертолет 20 с установленным в нем газотурбинным двигателем 22 включает систему защиты от перенапряжения. В первом варианте осуществления изобретения система используется для исключения «горячего запуска», т.е. превышающей допустимую температуру двигателя, которая может повредить двигатель во время его запуска. Как показано на фиг.1, вертолет 20 также включает резервуар 24 для подачи воды и/или спирта.
Резервуар 24 в процессе работы подключается к инжектору 26, который выполнен с возможностью впрыскивания хладагента для двигателя, такого как вода и/или спирт, в двигатель, при превышении температуры двигателя предварительно заданной величины или когда скорость повышения температуры по отношению ко времени превысит предварительно заданное значение. Резервуар 24 подсоединен к инжектору 26 посредством трубопровода 25. Насос 21 и клапан 23 расположены вдоль трубопровода 25 для подачи предварительно выбранного количества хладагента из резервуара 24 в инжектор 26. Количество хладагента может меняться в зависимости от расхода топлива и других переменных.
Во втором варианте осуществления изобретения соединительное устройство 27 быстрого отключения предусмотрено в трубопроводе 25 между резервуаром 24 и инжектором 26. Средства, такие как размещенный на земле резервуар 30, выполнены с возможностью подачи хладагента во время процедуры запуска. Альтернативно в резервуаре 24 может быть предусмотрено соединительное устройство 29 быстрого отключения обычной конструкции. В любом случае инжектор 26 снабжается водой и/или спиртом во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара 24 заполненным хладагентом.
Измеритель 32, такой как термопара, подсоединен к компьютеру 34 для измерения температуры на выходе турбины двигателя. Затем, когда температура на выходе превысит предварительно установленное значение, компьютер выдает сигнал насосу 21 и/или клапану 23 подать некоторое количество хладагента в инжектор 26. Вода и/или спирт затем охлаждают двигатель в достаточной степени для продолжения процедуры запуска двигателя. В случаях, когда температура на выходе турбины снизилась недостаточно, процедура запуска прекращается любыми подходящими средствами (не показаны).
Использование размещенного на земле резервуара 30 во время запуска уменьшает вес хладагента в резервуаре 24 и обеспечивает достаточное количество хладагента для использования в процессе полета, когда достигнуты или превышены безопасные температурные или критические параметры.
Фиг.2 представляет собой схематическое изображение газотурбинного двигателя, обычно используемого для энергоснабжения вертолетов, но включающего в себя измеритель 32 температуры на выходе турбины и инжектор 26 для впрыскивания воды и/или спирта в газовый поток для охлаждения двигателя и/или увеличения мощности. Как показано, воздух подается в газотурбинный двигатель 22 вертолета через входной канал 40 и сжимается в компрессорном участке 41. Топливо подается в камеру сгорания 42, которая проходит по периферии вокруг двигателя. Расширенные газы подаются в турбинную часть 44, которая приводит в действие компрессор 41, чтобы затем привести в действие турбину 45, которая, в свою очередь, приводит в действие выходной приводной вал 44 для приведения вертолета в движение посредством соответствующей зубчатой передачи 47. Для измерения фактического крутящего момента в процессе полета предусмотрен отбор 48 крутящего момента обычной конструкции. Для индикации скорости двигателя предусмотрен тахометр 49. Кроме того, предусмотрен датчик 52 температуры или термопара для измерения температуры на выходе турбины.
Фиг.3 иллюстрирует способ, позволяющий избежать «горячие запуски» в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения. Обычно на практике контролируют температуру на выходе турбины для исключения «горячего запуска», который может серьезно повредить двигатель. Например, запуск одного конкретного двигателя аварийно прерывается при превышении максимальной температуры, например, 927°С или при выходе за пределы десятисекундного ограничения времени перехода от 810°С к максимум 927°С. В таких обстоятельствах летчик нажимает на кнопку режима малого газа, закрывает дроссельную заслонку и продолжает нажимать на стартер до тех пор, пока температура на выходе турбины не упадет ниже 810°С.
В соответствии с настоящим изобретением запуск 53 начинается так, как это предусмотрено процедурой FAA (Федеральной авиационной администрации). Однако в самом начале или более предпочтительно до начала процедуры запуска на этапе 54 в компьютер вводится безопасная температура или профиль безопасной температуры. Ввод температурного профиля может быть использован так, что как только фактическая температура выйдет за пределы профиля, могут быть предприняты немедленные действия. Также предполагается, что использование температурного профиля может быть более эффективным параметром, позволяющим осуществлять ремонтные работы раньше, чем фактическая температура достигнет опасного состояния.
После заполнения предписанного FAA предстартового контрольного листа на этапе 55 заводится двигатель, на этапе 56 устанавливается расход топлива, а зажигание топлива производится на этапе 57. На этапе 58 измеряется и контролируется температура на выходе турбины. Затем, если фактическая (действительная) температура не превышает безопасную температуру или не выходит за пределы температурного профиля, газотурбинный двигатель запускается, как показано на этапе 60. Однако если фактическая температура превышает безопасную температуру на этапе 59 или выходит за пределы профиля безопасной температуры, в двигатель на этапе 61 впрыскивается вода, спирт или их смесь. Вслед за впрыскиванием воды и/или спирта на этапе 62 контролируется фактическая температура до тех пор, пока температура на выходе турбины не упадет ниже безопасного температурного предела, например ниже 810°С, или не окажется снова в пределах профиля безопасной температуры. Затем на этапе 63, если фактическая температура ниже безопасной температуры, т.е. находится в пределах профиля безопасной температуры, процедура запуска завершается. Однако если на этапе 63 фактическая температура не упала ниже безопасной температуры или находится вне профиля безопасной температуры, процедура запуска прекращается на этапе 64. При таких обстоятельствах летчик нажимает кнопку режима малого газа, закрывает дроссельную заслонку и продолжает заводить двигатель до тех пор, пока температура не упадет ниже безопасного температурного предела.
Важно отметить, что в нормальных условиях и при нормальном запуске во время запуска двигателя ни вода, ни спирт в газовый поток не впрыскиваются.
Дополнительный вариант осуществления изобретения будет описан со ссылкой на фиг.4. Как показано на этой фигуре, процедура запуска по существу такая же, как показана на фиг.3. Однако, как показано на фиг.4, этап 541 заменяет этап 54 и включает ввод критических параметров (КП). Например, другие параметры могут включать крутящий момент и/или скорость двигателя. Процедура запуска далее продолжается до завершения запуска. Затем, если использовался размещенный на земле водяной резервуар, он отключается, и начинается полет.
В процессе полета на этапе 68 измеряются и на этапе 70 контролируются фактическая температура на выходе турбины и другие параметры. До тех пор пока фактическая температура не превышает безопасную температуру или фактические параметры не превышают критических параметров на этапе 72, система возвращается на этап контроля, как показано на этапе 70. Однако если безопасная температура или критические параметры превышены, вода и/или спирт впрыскиваются из бортового резервуара в двигатель, как показано на этапе 74. На этапе 76 снова определяется, были ли превышены безопасная температура или критические параметры. Если нет, система возвращается обратно на этап 70, и осуществляется контроль фактической температуры и фактических параметров. Однако если фактическая температура или фактические параметры больше, чем безопасная температура или критические параметры, следует незамедлительно провести корректирующие действия, как показано на этапе 78.
В то время как изобретение описано в связи с его предпочтительными вариантами осуществления, следует понимать, что изменения и модификации могут быть сделаны без выхода за объем притязаний.
1. Вертолет с установленным в нем газотурбинным двигателем, содержащий бортовой резервуар для подачи воды и/или спирта, средства для инжектирования воды и/или спирта в двигатель, отличающийся тем, что имеются впускное отверстие для приема воды и/или спирта, подаваемых из размещенного на земле источника, и средства для отключения подачи воды или спирта из размещенного на земле источника по завершении процедуры запуска, а упомянутые средства инжектирования выполнены с возможностью инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой или спиртом и инжектирования в двигатель воды или спирта из бортового резервуара в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
2. Способ защиты газотурбинного двигателя вертолета от перегрузки во время запуска и в процессе полета, включающий следующие этапы:обеспечение бортовым резервуаром для подачи воды и/или спирта и впускным отверстием для приема воды и/или спирта, подаваемых из размещенного на земле источника,инжектирование воды и/или спирта в двигатель во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой и/или спиртом,отключение впускного отверстия от размещенного на земле источника после запуска двигателя,инжектирование воды и/или спирта в двигатель из бортового резервуара в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
3. Способ защиты по п.2, отличающийся тем, что включает этап регулирования количества воды и/или спирта, инжектируемых в газотурбинный двигатель вертолета во время процедуры запуска.
4. Способ защиты по п.2, отличающийся тем, что включает этап регулирования количества воды и/или спирта, инжектируемых в газотурбинный двигатель вертолета в процессе полета.
5. Способ защиты по п.3 или 4, отличающийся тем, что вода и/или спирт инжектируются в ответ на увеличение температуры на выходе турбины.
6. Способ защиты по п.5, отличающийся тем, что включает этап обвода бортового резервуара во время инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска.
7. Система защиты газотурбинного двигателя вертолета от перегрузки, включающая бортовой резервуар для воды и/или спирта, расположенный в указанном вертолете, и впускное отверстие для приема воды и/или спирта из наземного источника воды и/или спирта, средства хранения данных и средства для ввода кривой безопасной температуры для запуска двигателя, средства для измерения фактической температуры двигателя во время запуска двигателя, средства для измерения, по меньшей мере, одного критического параметра в процессе полета, средства сравнения для выработки сигнала, когда фактическая температура двигателя выходит за пределы кривой безопасной температуры двигателя во время его запуска, средства для инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой и/или спиртом во время процедуры запуска, средства отключения подачи воды и/или спирта из размещенного на земле источника после завершения процедуры запуска и средства для инжектирования воды и/или спирта из бортового резервуара в двигатель в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
8. Система защиты по п.7, отличающаяся тем, что указанные средства для инжектирования автоматически инжектируют воду и/или спирт в указанный газотурбинный двигатель в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
9. Система защиты по п.7, отличающаяся тем, что указанное впускное отверстие расположено отдельно от указанного бортового резервуара.
www.findpatent.ru
Независимо от того, насколько большим успехом у покупателей пользуются новые или существующие вертолеты, их оценку необходимо оставить профессиональным пилотам. Только они могут выявить недостатки машин и/или пополнить список рекомендаций для их апгрейда. К счастью, когда дело доходит до газотурбинного R66, этих рекомендаций не так много…
Самая серьезная проблема, возникающая в связи с R66, относится к озабоченности пилотов переходом на газотурбинный вертолет с поршневого R44. Ясно, что многие пилоты в последние 18 лет производства R44 без проблем перешли на Bell 206 или аналогичные газотурбинные машины. Однако у них совершенно разные с R44 планеры и, как правило, другие весовые категории.
Вот некоторые из незначительных проблем, с которыми я столкнулся на R66:
1. Как на любом вертолете с газотурбинным двигателем, силовая установка не прощает ошибок в ее эксплуатации, а также обладает существенно меньшим ресурсом. На вертолете R44 с поршневым двигателем пилот иногда может кратковременно превышать «красную отметку» на приборе показания давления или температуры без вредных последствий, но будет в шоке, если сделает это на R66.
2. Весьма компактный указатель величины вращающего момента (TQ) расположен на панели второстепенных приборов контроля силовой установки. В то же время, его показания чрезвычайно важны для пилота в полете. Поэтому этот прибор необходимо либо перенести на панель пилотажных приборов первой степени важности, либо оставить на своей панели, но размеры шкалы существенно увеличить.
3. Двойной тахометр для контроля оборотов двигателя и несущего винта не столь удобен для восприятия пилотом его показаний, как измеритель TQ.
4. Стандартные традиционные часы с секундной стрелкой необходимо связать с автопилотом и газотурбинным двигателем, чтобы через определенное время принудительно и в правильной последовательности можно было автоматически прекращать старт силовой установки, если турбина не запустилась.
5. Непонятно, при каком минимальном напряжении бортсети контрольные приборы начинают показывать правильные значения. Наихудшая вещь, которая может произойти при разряженном аккумуляторе на R44, - это то, что поршневой двигатель просто не заведется. На R66 подобная ситуация может оказаться катастрофической.
Тем не менее, ни одна из указанных «проблем» нисколько не умаляет моих прекрасных впечатлений от R66. Но, помогая пилотам R44 переходить на совершенно новые газотурбинные R66, необходимо дополнительно ознакомить их с некоторыми ключевыми аспектами эксплуатации новой машины.
На выставке HeliExpo в этом году базовая цена газотурбинного R66 в 770 тыс. долл. была объявлена с оговоркой, что долго она в этих пределах не продержится. На 1 августа в официальном прайс-листе, опубликованном MSRP, цена на него возросла до 790 тыс. долл., хотя и по-прежнему осталась весьма привлекательной. За счет чего цена будет продолжать расти? Во-первых, за счет оснащения навигационной системой Garmin GNC 420, системой кондиционирования воздуха и автопилотом. Таким образом, хорошо оборудованные R66 будут стоить около 835 тыс. долл.
Мечты владельцев вертолетов R44, желающих более просторного салона и возможности перевозить больше полезного груза и багажа, после выхода на рынок вертолетов R66, сбудутся.
Кроме того, требования к дилерам R66 станут немного жестче, чем при продаже поршневых машин. Они должны будут создать по правилам FAR (часть 145) в США специализированные сервисные центры (или аналогичные им за пределами США). Безусловно, этого требуют технические особенности обслуживания газотурбинных двигателей. Центры также должны будут иметь, по крайней мере, одного механика по планеру и силовой установке для обслуживания Robinson R66 и двигателя Roll-Royce RR300.
Нет сомнений, стоимость обслуживания R66 будет играть немаловажную роль в решении клиентов приобретать ли газотурбинный вертолет? Вертолеты Robinson приобрели солидную репутацию, когда их перевели со 100-часовых обязательных регламентных работ на 100-часовые осмотры с минимальным обслуживанием «по состоянию». Планер и трансмиссия вертолетов этой фирмы зарекомендовали себя надежными, а стоимость их обслуживания была низкой. Если новый вертолет, в основном, отличается тем, что поршневой двигатель Lycoming C20 на нем заменили газотурбинным RR300, то покупатели уверены, что планер и трансмиссия унаследуют свои непревзойденные качества.
На R66 изготовитель дает заводскую гарантию на два года или 2000 летных часов. Жизненный цикл планера и двигателей, как принято в Robinson Helicopter Company (RHC), – 12 лет с момента продажи вертолета или 2000 летных часов (правда, вместо традиционных до сих пор 2200 часов). Поэтому он закончится раньше. Добавлен также один дополнительный целевой капремонт двигателя, если он достиг отметки в 3000 запусков. Прямые эксплуатационные расходы, согласно расчетам, будут ниже 300 долл. в час, и этот прогноз - очень точный.
RHC также признает, что к обучению пилотов R66 придется отнестись более серьезно. С этой целью, до поставки R66 дилером, пилот должен выполнить хотя бы один полет с инструктором фирмы-изготовителя и пройти полный (экспериментальный или утвержденный разработчиком) курс предполетного осмотра вертолета R66. Я прошел через это и могу засвидетельствовать, что все - очень серьезно. RHC признает, что сначала ей придется переучивать много клиентов на R66, заниматься их подготовкой и ознакомительными полетами.
RHC уже дополнила договор купли-продажи R66 требованием специальной подготовки, упомянутой выше. Кроме того, у пилота должно быть не менее 200 часов общего налета на вертолетах и 20 часов на R44 или R66 для перевозки пассажиров. Для сертификации летного инструктора по обучению на R66 должно быть не менее 500 часов общего налета на вертолетах и 50 часов на любой модификации R44 или R66. Другими словами, похоже, что летный стаж на R44 может удовлетворять всем этим требованиям, за исключением необходимого налета на R66 для сертификации основного пилота или инструктора нового вертолета. В FAA США еще не решили нужны ли тренировочные полеты на R22 и R44 для сертификации пилотов R66. Надеюсь, что они не будут обязательными, поскольку, на мой взгляд, это не нужно.
Страхование является последним компонентом в процессе приобретения R66. Для пилотов с 200/40-часовым налетом, кто пользуется программой страхования RHC Pathfinder, страховка для R66 составит около 20 тыс. долл. в год. Конечно, различных ситуаций много (и кто будет иметь 40 часов налета на R66 сразу?), значит, некоторые расценки будут изменены. Я полагаю, налет на R44 станет существенным подспорьем в освоении нового R66.
Кейтлин Джонс-Генри, страховой брокер, специализирующийся в американской Sutton James на вертолетах Robinson, сказала: «Авиакомпании, определенно, интересуются R66. Уже скоро станет ясно, эта машина заменит Bell-206 или завоюет новый рынок. Все страховщики ждут ответа на этот вопрос. Подготовка и опыт пилотов, несомненно, повлияют на стоимость страховки, и менее опытным пилотам, возможно, потребуются дополнительные курсы обучения и полеты с инструктором, даже когда они уже приобретут свои вертолеты. Но у нас – свои требования, и за их соблюдением строго следят на рынках газотурбинных машин».
Так, имеет ли смысл тратить на R66 почти вдвое больше, чем R44 Raven II? Почти 90 клиентов уже решили, что R66 экономически наиболее эффективный из существующих газотурбинных вертолетов. И это то, что RHC имела в виду, когда запускала свою программу развития R66.
И хотя R66 - новая модель компании Robinson Helicopter (RHC) с газотурбинным двигателем, любой, кто ранее летал на R44, будет в нем чувствовать себя, как дома. Создавали R66 чуть более трех лет под руководством вездесущего Франка Робинсона, который 35 лет назад разрабатывал свой R22 в домашних условиях. В этот раз разработчики сразу решили добиваться на машину абсолютно нового сертификата типа, с учетом части 27 федеральных правил авиации США. Хотя, они могли бы попытаться подсунуть свой R66 на рынок, как разновидность R44, чтобы получить свидетельство по более старым и менее строгим правилам. Между тем у R44 и R66 есть много общего, но и немало существенных отличий.
Полная длина R66 - точно такая же, как и у R44 – 38,25 футов (11,66 м) с вращающимся ротором. Диаметр несущего винта - также аналогичен - 33 фута (10,06 м), но примерно на 1,5 дюйма увеличена толщина лопасти (в зависимости от секции лопасти). Ширина последних 60 дюймов консоли лопасти на два дюйма больше (у R44 она шире всего на 0,4 дюйма). Между тем ширина кабины возросла с 50,5 (1,28 м) до 58 дюймов (1,47 м), и на один дюйм увеличилась ее длина, что было использовано для более удобного размещения ног пассажиров, размещенных на заднем сидении.
Чтобы аэродинамически уравновесить более широкую кабину, к консоли нижнего руля направления на хвостовом оперении была добавлена горизонтальная пластина, что помогает подать нос вертолета вниз во время авторотации. Максимальная ширина планера вертолета (с учетом стабилизатора) увеличилась с 86 (2,18 м) до 92 дюймов (2,33 м), а максимальная высота - на восемь дюймов. Хотя, R66 все еще можно закатить в 12-футовый проем ворот ангара на стандартной колесной тележке.
Наиболее разительны перемены спереди - кабина R66 отличается овальной формой. В продольном ее сечении отличия менее явные, хотя через лобовое остекление с более низким наклоном, а также через окна передних и задних дверей кабина освещается более приятно. Большие вентиляционные отверстия для двигателя на капоте у R44 в задней части фюзеляжа, у R66 теперь выполнены в виде жалюзи в передней части хвостовой балки и маленьких окон спереди в нижней части обтекателя вала главного редуктора («мачты»). Выхлопной эжектор слегка выступает в верхней части заднего капота моторного отсека, под самой хвостовой балкой. Разработчики утверждают, что высокая температура выхлопных газов не станет проблемой для обшивки хвоста, но владельцы вертолета, конечно, будут озабочены наведением чистоты в этой части фюзеляжа.
Робинсон проделал удивительную работу с тем, что закрыто обтекателями и капотом в задней части фюзеляжа. Двигатель Rolls-Royce RR300 (250-C300/A1) хорошо подогнан и установлен под углом 37° в самой нижней точке конструкции машины.
Довольно компактный двигатель Rolls-Royce RR300 на вертолете «обрастает» множеством вспомогательных агрегатов и механизмов.
Выводить двигатель на мощность в 300 л.с. допускается лишь на очень короткое время, 270 л.с. можно развивать в течение пяти минут на взлете, а для полета на крейсерском режиме (MCP) допустима мощность в 224 л.с. Управлять двигателем очень просто: нет никакого FADEC, а на ручку «шаг-газ» выведен привод к дроссельной заслонке, которая обычно находится в промежуточном положении или полностью открыта. Противообледенительная система лопастей активизируется через соленоид. Также предусмотрен отбор горячего воздуха от компрессора и обогрев им передней части фюзеляжа.
Расположение и размеры технологических лючков обеспечивают хороший доступ ко всем узлам и агрегатам силовой установки вертолета.
На двигателе RR300 предусмотрена система контроля основных параметров EMU, которая в цифровой форме непрерывно записывает значения скорости вращения генератора/компрессора (N1), турбины (N2), величину вращающего момента двигателя (TQ) и температуры газа на выходе из турбины (MGT). В дополнение к подсчету количества запусков двигателя, EMU фиксирует любые превышения допустимых значений N1, N2, TQ и MGT. RR300 также оснащен гидромеханическим регулятором, который при полностью открытой заслонке дросселя не допускает увеличения частоты вращения турбины сверх разрешенной. Предусмотрена также возможность отключить регулятор, если нужно, или снизить порог его автоматического регулирования.
Робинсон проделал большую инженерную работу, подогнав RR300 к нижней хвостовой части фюзеляжа и оставив при этом достаточно свободного места вокруг двигателя.
Трансмиссия от двигателя к главному редуктору – прямая, безременная. Редуктор установлен выше палубы, сразу за защитной стенкой кабины. Емкость топливной системы составляет 73,6 американских галлона. Топливный бак – единственный, ударопрочный, ячеистой конструкции, выполнен в соответствии с новыми стандартами, оговоренными в части 27 правил FAA. Заправка топливом осуществляется через единственную заливную горловину на левом борту.
В дополнение к наличию багажника под задним сидением (это есть и у R22, и у R44), R66 имеет багажный отсек объемом 18 куб. футов. Доступ к нему открывается через квадратный капот почти два фута (61 см) шириной, расположенный на правом борту со стороны двери пилота вертолета. В этом отсеке можно перевозить 300 фунтов (136 кг) груза. Предельная нагрузка составляет 50 фунтов на кубический фут. Возможно, владельцы вертолета будут дорабатывать кабину машины, убирая перегородку в багажный отсек, чтобы эффективнее использовать эту широкую и очень функциональную область.
При снятом верхнем капоте открывается доступ к фильтру воздухозаборника двигателя и к вентилятору масляного радиатора.
Впечатления от полета на вертолете, оборудованном комплексной спутниковой навигационно-связной системой Garmin GNS 430, отдав полностью управление автопилоту и не отвлекаясь на приборы, стоят того, чтобы не перегружать машину. Если добавить в салон систему кондиционирования (ее можно заказать в качестве отдельного опциона), полезная нагрузка составит 1350 фунтов (612 кг), что, по-прежнему не превысит половины максимальной взлетной массы машины в 2700 фунтов (1225 кг). Это также оставляет возможность для полной заправки топливом и перевозки в кабине более 850 фунтов (385,5 кг) груза, что на 200 фунтов (90,7 кг) больше, чем оборудованный аналогично вертолет R44 Raven II.
Багажный отсек, безусловно, будет очень популярен на R66. Здесь автору удалось заполнить 18 куб. футов грузом в 300 фунтов.
На брюхе вертолета установлена световая сигнализация «wink-wink» для подачи сигналов находящимся на земле специалистам при подвеске внешних грузов. В базовой комплектации вертолета не предусмотрена установка крюка для транспортировки грузов на внешней подвеске, но владельцы машины могут использовать эту световую сигнализацию в своих интересах...
Предполетный осмотр вертолета проводить легче, чем на R44, благодаря большим лючкам и доступу к агрегатам с обеих сторон фюзеляжа. Без проблем теперь можно получить четкое представление о состоянии двигателя, трансмиссии или иных компонентов силовой установки, сняв только задний капот. На вертолете предусмотрены подножки, чтобы подняться снаружи к втулке несущего винта, а также осмотреть стартер-генератор через верхний лючок. Кроме того, разработчики заботливо разместили светодиодную подсветку в районе картера главного редуктора и заправочной горловины, когда закрывающий ее лючок распахнут.
Дополнительная ширина кабины R66 не требует использовать блистеры на окнах. Большие расстояние между рулевым педалями снижают физические усилия для их перемещения, как и в любых вертолетах Robinson. Как и в R44, здесь используется гидроусилитель привода к автомату перекоса.
Новая группа сигнализаторов в верхней части панели главных приборов заменила лампочки в стиле Флэша Гордона, использовавшиеся на вертолетах R22 и R44.
Дизайн компания RHC традиционно использует строгий и простой. Световая сигнализация аналогична используемой на R22 и R44. Однако имеется новая панель «оповещателя» в верхней части приборной панели. Ее показания легко воспринимаются даже при ярком свете. Величину крутящего момента контролирует манометр, как и на R44. Двойной тахометр показывает число оборотов ротора компрессора и турбины в минуту. Чтобы контролировать N1 и N2, используется переключатель. В нижней части панели у левого переднего сиденья имеется также прикуриватель, розетка для подключения ноутбука и полочка для мелких принадлежностей.
Хотя на аккуратной и компактной второй панели объединены второстепенные приборы, здесь очень важны показания датчика MGT (верхний правый).
Запуск газотурбинного R66 и поршневого R44 Raven II невероятно схож. Он сопровождается всеми знакомыми предпусковыми проверками, затем пилот поворачивает ключ зажигания, чтобы «включить массу». Этот замок находится в том же месте, где включатель магнето у R44. Управляющая подачей топлива ручка точно такая же и находится в том же месте, как и в кабине R44 Raven II. Перед запуском ее также переводят в то же положение. Важное замечание: не переводите ее вперед перед запуском, иначе этот урок обойдется вам очень дорого. Как на Raven II, кнопка «Пуск» расположена на краю приборной панели. Теперь немного о различиях: стартер запускают при закрытой дроссельной заслонке (режим холостого хода). После достижения значения N1 в 15% (на приборе MGT это отображается, как 150°С), ручку газа переводят вперед, а далее - все, как на R44.
Запуститься двигатель должен в течение трех секунд, и за этим необходимо строго следить, поскольку прибор MGT еще ничего не показывает. Если за это время двигатель не запустился, рычаг подачи топлива следует потянуть обратно, а стартер прогнать еще 10 секунд перед выключением зажигания.
Одинаковые ключи, но разные функции. На R44 Raven II им при старте запускают магнето и управляют обогащением смеси, а на R66 ключ позволяет воспламенять топливо и отключать двигатель.
Лишь достигнув значения 58% N1, комбинированный стартер-генератор начинает выдавать электроэнергию для бортсети. Стабилизируется и выходит на полную мощность он уже в пределах 65-67% оборотов. При этом генератора выдает напряжение 28 вольт с силой тока 160 ампер. Я трижды повторно запускал двигатель на R66. В одном случае MGT остался в зеленой зоне, на двух других он слегка плавно перешел в желтый. Одной минуты разгона достаточно для достижения 100% оборотов.
Список контролируемых до взлета систем - достаточно короткий: проверка датчиков двигател, противообледенительной системы, гидравлики на пульте «оповещателя» и сектор оборотов ротора.
Я трижды летал на R66 в различных условиях, но параметры полета, для которого я попросил RHC загрузить вертолет щебнем в качестве балласта, чтобы его брутто соответствовало максимальному взлетному весу MGW, мною описаны ниже. Усилия, прилагаемые для управления, в первом полете ощущались, как несколько большие, чем на R44. Я развернулся навстречу ветру скоростью 10-15 узлов (18,5-27,7 км/ч), и управление стало легким, как на R44, а в некоторых случаях и легче. R66 парит более плавно, слегка подставляя левый борт и отклонившись чуть вниз, но это очень удобно.
Температура воздуха за бортом (ОАТ) была 26°С или около 79°F, высота полета - на уровне моря, и двигателю R66 требовалось 78% вращающего момента TQ, чтобы в течение пяти минут парить в зоне экранного эффекта. Температура MGT была небольшой - 600°С. Для сравнения, 782°С - предельная температура на 5-минутном форсажном режиме, а 706°C - при максимальной скорости на крейсерском режиме.
Повороты педали даже налево и устранение колебаний вертолета в попутном ветре скоростью 11 узлов никогда не требовали повышать TQ более 80%. Серия зависаний и маневров (назад, боком и быстрые остановки при движении в разных направлениях) давались легко, с большим ходом педалей. В аэропорту R66 продемонстрировал настоящее шоу. При достижении 100% TQ и нулевой скорости полета, вертикальный подъем получился со скоростью (FPM) 900 футов в минуту (4,5 м/с). Я, наконец, набрал стандартную высоту и при скорости 60 узлов (развил FPM в 1350 футов в минуту (6,8 м/с). Когда я уменьшил обороты до максимальных крейсерского полета (MCP) 83% TQ, скороподъемность снизилась до 950 футов в минуту (4,8 м/с). Температура газов при 100-процентном и 83-процентном TQ была 690°C и 630°C соответственно. То есть, не достигала значения, разрешенного для 5-минутного диапазона.
Моя первая проверка крейсерской скорости полета состоялась на высоте 2000 футов (610 м) над уровнем моря и температуре ОАТ 26°C. В режиме MCP с MGT 640°C приборная скорость полета составила 112 узлов (207,5 км/ч) при истинной скорости полета 118 узлов (218,5 км/ч). Уменьшение значения TQ до 75% (MGT 620°C) снизило приборную скорость до 106 узлов (196 км/ч) и истинную до 112 узлов.
Некоторые общие замечания: R66 хорошо ведет себя на скоростях 110-115 узлов (203,7-213,0 км/ч). Однако в ходе съемок в полете, когда я летел в R44 в режиме MCP, R66 оторвался от нас довольно легко - даже с грузом и двумя человеками в кабине. Полет на R66 в крейсерском режиме очень приятен и спокоен. Я ни разу не ощутил таких вибраций, как на R44. На R66 это, скорее, были просто небольшие и случайно возникающие вертикальные колебания.
Даже при попутном ветре скорость в 130 узлов (240 км/ч) на R66 никогда не рекомендуют превышать, и тогда полет пройдет гладко. Хотя, когда при взлетной массе менее 2200 фунтов (998 кг) я пробовал развить 140 узлов (260 км/ч), то действительно обнаружил устойчивую вибрацию, но даже и тогда она все еще не раздражала. Я также не заметил изменений, к которым привык на R44, когда выходишь на верхний предел крейсерской скорости. Поршневой двигатель Lycoming обладает своими собственными особенностями вибрации, а у хорошо отлаженного RR300 их нет.
Освещение кабины R66 лучше, поскольку задняя кромка лобового стекла наверху заканчивается дальше, чем в кабине R44. И даже при оснащении кабины более широкой приборной панелью под девять приборов, она не загораживает летчику обзора спереди, а низкие окна дверей расширяют поле зрения по сторонам.
Хороший обзор очень пригодился, когда я выполнял программу пилотажа и несколько маневров у земли, постоянно дергая штурвал для выполнения крутых поворотов с креном от 45 до 60°. Если бы не было некоторого дисбаланса в педалях с автоматом перекоса, R66 не требовал бы использования штурвала. Управляемый полет на этом вертолете вполне доступен на большой высоте, с меньшими усилиями и в более щадящем для двигателя режиме. Мои тесты подтвердили это на высоте много больше 10.000 футов (3050 м).
Ранний вариант панели главных пилотажных приборов предусматривал установку на ней девяти индикаторов, а на второй панели (второстепенных приборов) их только шесть.
На высоте работы завершены, пришло время спуститься вниз. И интересно сделать это (как запланировано) на режиме авторотации. Первая проверка была при значении Nr в 100% и приборной скорости в 65 узлов (120,4 км/ч). Скорость спуска - 1500 футов/мин (7,62 м/с). Минимальная скорость снижения 1350 футов/мин (6,86 м/с) была достигнута при приборной скорости в 60 узлов (111,1 км/ч) и частоте вращения несущего винта Nr в 90%. Наконец, максимальная скорость снижения в 1700 футов/мин (8,63 м/с) была достигнута при приборной скорости 90 узлов (166,7 км/ч), Nr – 90%.
На R66 авторотация очень приятна. Вертолет, кажется, хочет плыть вечно. Число оборотов несущего винта очень легко контролировать, а если вы при этом энергично не маневрируете, просто забудьте о нем до самого приземления. Ключ к успешной посадке - это терпение. И если она проходит легко и без порывов бокового ветра, то воспринимается, как рядовое событие. На авторотации постоянно приходится ожидать последней минуты, когда необходимо перед землей увеличить шаг винта, ведь большие лопасти имеют не такой уж большой запас инерции. Прибираем шаг-газ, и вертолет оседает мягко с высоты 10 футов (3 м).
На авторотации R66, в отличие от R44, иначе реагирует на работу летчика рычагом «шаг-газ». В R44 достаточно добавить шага, и машину сразу потянет влево: вы понимаете, что-то случилось. На R66 не так. Даже в режиме зависания перед землей сильно добавлять шаг-газ нет необходимости, - достаточно просто правильных действий педалями. Приземление нормально прошло на переднюю часть лыж, хотя, я уверен, у многих это будет зависеть от центровки машины.
Выхлопной патрубок на R66 расположен так, чтобы не обжигать хвостовую балку, однако потребуется регулярно чистить ее от нагара.
Это очень простое дело: передвинуть ручку газа в режим холостого хода, подождать, пока в течение двух минут остынет двигатель, затем, потянув ручку отсечки топлива, наблюдать за температурой MGT, чтобы выжечь остатки топлива в камере сгорания. Через минуту можно выключать двигатель. Затем необходимо отключить все выключатели, и все готово.
Я отметил, что при заправке топлива в 26,6 галлонов (100,7 л), его расход составил 20,46 галлонов (77,45 л) за час полета. Это вполне приемлемо, так как большая часть 1,3-часового полета проходила на уровне моря или выше, и только около 10 минут двигатель работал с пониженной мощностью в режиме холостого хода. Средний расход топлива у R66 очень низок. И здесь Фрэнк Робинсон со своим R66 лишь «ускорил старение Bell-206». Этот факт также приведет к естественной замене R44 на R66 среди тех, кто хочет более просторной кабины, перевозить больше полезной нагрузки, больше багажа и пассажиров, и более надежной турбины... Таким образом, если вы любите R44, вы полюбите и R66. С 90 твердыми заказами и завершающейся сертификацией, программу R66 ожидает сильный старт.
Материал составлен по серии репортажей Гая Р. Маэра для журнала «Vertical»
Гай Р. Маэр имеет 15000 часов налета вторым пилотом и летчиком-испытателем на вертолетах и самолетах. Он, в частности, участвовал в первом экспериментальном полете на вертолете Eurocopter EC135 вне пределов визуальной видимости по заданию медслужбы EMS штата Северная Каролина. Как представителя службы безопасности полетов FAASTeam, Маэра часто используют в качестве консультанта при решении специалистами спорных вопросов и эксперта при процессуальных действиях юридического характера.
www.helicopter.su
Автор(ы): ЭНЕР Эдгар (FR), СЕНЖЕ Жераль (FR)Патентообладатель(и): ТУРБОМЕКА (FR)
Газотурбинный двигатель (10) летательного аппарата, в частности вертолета, содержит газогенератор (12) и свободную турбину (14), приводимую во вращение газовым потоком (F), вырабатываемым газогенератором. Газотурбинный двигатель содержит электрический двигатель/генератор (30), электрически связанный с аккумулятором (32) и механически соединенный с валом (18) газогенератора (12). Аккумулятор выполнен с возможностью, с одной стороны, питания двигателя/генератора (30) в процессе фазы разгона газотурбинного двигателя для снабжения вала (18) дополнительным количеством кинетической энергии вращения и, с другой стороны, для хранения в виде электрической энергии количества кинетической энергии, отобранного двигателем/генератором (30) с вала газогенератора в процессе фазы торможения газотурбинного двигателя. Аккумулятор (32) выполнен с возможностью подзарядки первым электрическим генератором (34), соединенным с валом (16) свободной турбины (14). Достигается степень разгона, превышающая разгон газотурбинного двигателя из известного уровня техники при том же запасе по помпажу, или возможность разработки газотурбинных двигателей с уменьшенными запасами по помпажу, что выражается в предпочтительном уменьшении габаритов газотурбинного двигателя. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Настоящее изобретение относится к области газовых турбин и в том числе к газовым турбинам газотурбинных двигателей летательных аппаратов, таких как вертолеты.
Настоящее изобретение касается в особенности газотурбинного двигателя, в частности, для вертолета, содержащего газогенератор и свободную турбину, приводимую во вращение газовым потоком, вырабатываемым газогенератором.
Обычно газогенератор содержит, по меньшей мере, один центробежный компрессор и турбину, соединенные во вращении. Принцип работы является следующим: наружный воздух, входящий в газотурбинный двигатель, сжимается вследствие вращения компрессора, затем направляется в камеру сгорания, где он смешивается с топливом. Газообразные продукты горения вследствие сгорания с большой скоростью направляются к турбине газогенератора.
Таким образом, происходит первое расширение в турбине газогенератора, в процессе которого последний извлекает энергию, необходимую для привода компрессора.
Турбина газогенератора поглощает не всю энергию газообразных продуктов горения, и избыток энергии образует газовый поток, вырабатываемый газогенератором.
Последний снабжает кинетической энергией свободную турбину, так что происходит второе расширение в свободной турбине, которая преобразует энергию газа в кинетическую энергию для привода приемного органа, такого как винт вертолета.
Очевидно, что газотурбинный двигатель предусмотрен для работы в определенных границах, при этом удержание газотурбинного двигателя в этих границах осуществляется в основном путем воздействия на расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания.
Таким образом, в ходе фазы разгона газотурбинного двигателя, в частности в полете, вслед за запросом мощности пилотом расход впрыскиваемого в камеру сгорания топлива повышается, следствием чего является увеличение вырабатываемого газового потока и, следовательно, мощности, подаваемой на свободную турбину.
Однако разгон должен осуществляться в определенных границах для исключения явления помпажа, который вреден для газотурбинного двигателя. Это явление может происходить в процессе очень резкого разгона, в процессе которого вследствие очень большого расхода топлива давление на выходе камеры сгорания становится выше входного давления, то есть давления сжатого воздуха, подаваемого компрессором. В этом случае первое расширение осуществляется не только к выходу, но также и к входу таким образом, что расход газообразных продуктов сгорания становится нулевым, и давление в компрессоре падает.
Хорошо известно, что явление помпажа может иметь пагубные последствия на составные детали газотурбинного двигателя и на мощность, выдаваемую газотурбинным двигателем.
Так как переходная фаза разгона требует существенного увеличения расхода топлива, обычно предусматривают запас (назывемый запасом по помпажу), достаточный для того, чтобы газотурбинный двигатель мог работать без помпажа в своей области использования.
Понятно, что способность к разгону такого газотурбинного двигателя ограничена запасом по помпажу.
Целью настоящего изобретения является предложение газотурбинного двигателя для вертолета, имеющего лучшую способность к разгону при сохранении того же запаса по помпажу, что и у газотурбинного двигателя из известного уровня техники.
Цель изобретения достигается тем, что двигатель содержит, кроме того, вспомогательный двигатель, соединенный с валом газогенератора, для снабжения вала дополнительной кинетической энергией вращения в фазе разгона газотурбинного двигателя.
Вал газогенератора является валом, на котором установлены компрессор и турбина.
В соответствии с изобретением вспомогательный двигатель полностью отделен от комплекса, образованного камерой сгорания и одной или несколькими турбинами газогенератора, то есть он образует вспомогательный элемент газогенератора.
Таким образом, вспомогательный двигатель, образующий средство содействия разгону газотурбинного двигателя, выполнен с возможностью снабжения вала газогенератора дополнительным моментом вращения в процессе фазы разгона, вследствие чего общий разгон газотурбинного двигателя предпочтительно достигается увеличением расхода топлива и дополнительного момента вращения, выдаваемого вспомогательным двигателем.
Отсюда следует предпочтительно, что благодаря наличию вспомогательного двигателя существует меньшая необходимость увеличивать расход топлива для разгона газотурбинного двигателя, так как вспомогательный двигатель обеспечивает дополнительный разгон.
Таким образом, понятно, что газотурбинный двигатель по настоящему изобретению имеет степень разгона, превышающую разгон газотурбинного двигателя из известного уровня техники при том же запасе по помпажу.
Кроме того, другой целью настоящего изобретения является возможность разработки газотурбинных двигателей с уменьшенными запасами по помпажу, что выражается в предпочтительном уменьшении габаритов газотурбинного двигателя.
Таким образом, понятно, что благодаря настоящему изобретению, будучи сниженным, повышенный расход топлива, необходимый для разгона, уменьшится, при этом температура нагревающихся частей газотурбинного двигателя будет предпочтительно уменьшена.
Наконец, газотурбинный двигатель по настоящему изобретению предпочтительно выполнен с возможностью выдавать постоянную степень разгона независимо от высоты вертолета.Полностью http://www.findpatent.ru/patent/246/2462607.html
Проблема - масса батарей...is2006.livejournal.com
Группа изобретений относится к технике защиты от перегрузки вертолетных двигателей. Система защиты от перегрузки включает компьютер для хранения данных и устройство ввода, например клавиатуру, для ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Предусмотрен температурный датчик для измерения фактической температуры на выходе турбины во время запуска газотурбинного двигателя вертолета. Фактическая температура сравнивается с профилем безопасной температуры, и вода и/или спирт инжектируются в двигатель в случае, когда фактическая температура превышает безопасную температуру. Раскрыто применение размещенного на земле резервуара для использования во время запуска и бортового резервуара для использования во время полета. Группа изобретений позволяет исключить «горячие запуски» газотурбинного двигателя и режимы его перегрузки в процессе полета вертолета. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил. 
Область техники
Изобретение относится к системе защиты газотурбинного двигателя вертолета, а более конкретно к вертолету с системой защиты газотурбинного двигателя, которая инжектирует в двигатель воду и/или спирт в случае приближения к состоянию перенапряжения.
Уровень техники
Вертолеты, оснащенные газотурбинными двигателями, обычно включают в себя измерители температуры на выходе турбины для исключения запуска двигателя из горячего состояния («горячих запусков»). Например, хорошо известно, что на первых нескольких секундах процедуры запуска двигателя температура на выходе турбины стремительно нарастает. Также хорошо известно, что запуск прекращают при превышении максимальной температуры, например, 927°С или при выходе за пределы десятисекундного ограничения времени перехода от 810°С к максимум 927°С. Также хорошо известно управление двигателем с поддержанием температуры на выходе турбины, крутящего момента и скорости двигателя ниже предварительно заданных уровней, в дальнейшем указанных как пределы перенапряжения. Выход за эти пределы может серьезно повредить двигатель и/или привести к отказу двигателя.
Один из методов для запуска газовой турбины, используемой для выработки электрической энергии, раскрыт в патенте США, Takehara и др., № 5121596. В соответствии с раскрытием газовая турбина запускается, и с момента запуска газовой турбины на пути следования газов сгорания осуществляется инжектирование заданного количества влаги, изменяющегося в зависимости от количества подаваемого топлива или температуры газов сгорания. Таким образом, температура сгорания в камере сгорания или скорость изменения температуры на поверхностях составных частей на пути следования газов сгорания почти одинаковы.
В дополнительном патенте США, Moore, № 4619110, раскрыта система предупредительной сигнализации или контроля для двигателя вертолета, включающая устройства для измерения температуры двигателя, скорости двигателя и выходного крутящего момента, создаваемого двигателем. Предусмотрена воспринимаемая на слух сигнализация, которая может изменяться по мере приближения к пределам перенапряжения. Кроме того, может быть предусмотрено устройство для автоматического инжектирования воды или спирта в двигатель при приближении условий перенапряжения.
В соответствии с указанным предполагается, что имеет место коммерческая потребность и необходимость в создании усовершенствованной системы защиты газотурбинного двигателя вертолета в соответствии с настоящим изобретением. Должна быть коммерческая потребность и необходимость таких способов и систем, которые применяются при запуске газотурбинного двигателя вертолета для исключения «горячих запусков». В некоторых случаях система предотвратит необходимость прекращения запуска.
Кроме того, усовершенствованные системы в соответствии с настоящим изобретением также эффективны для исключения режимов перенапряжения в процессе полета.
Краткое изложение сущности изобретения
По существу настоящее изобретение предусматривает систему предотвращения «горячих запусков» газотурбинного двигателя вертолета. Система включает средства для выбора первой предварительно выбранной температуры, являющейся ниже критической температуры для температуры на выходе турбины и десятисекундного переходного температурного диапазона. Для измерения температуры на выходе турбины двигателя предусмотрены такие средства, как термопара. Система включает источник хладагента, такого как вода и/или спирт, для инжектирования (впрыскивания) в газотурбинный двигатель, например, по пути следования газов сгорания. Предусмотрены средства для впрыскивания воды и/или спирта из источника в двигатель при превышении температуры на выходе турбины первой предварительно выбранной температуры и средства для аварийного прекращения запуска, если температура не упадет ниже десятисекундного переходного температурного диапазона.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения система также включает средства для обнаружения состояния перенапряжения в процессе полета и средства для впрыскивания воды и/или спирта в газотурбинный двигатель в ответ на состояние перенапряжения.
В другом варианте осуществления изобретения предлагается система защиты от перенапряжения газотурбинного двигателя вертолета, включающая вертолет и газотурбинный двигатель, установленный в вертолете. Бортовой резервуар для воды и/или спирта также установлен в вертолете, так же как и впускное отверстие для приема воды и/или спирта, подаваемых из наземного источника. Система также включает средства хранения данных и средства ввода профиля безопасной температуры для запуска газотурбинного двигателя. Также предусмотрены средства для измерения профиля действительной температуры двигателя во время процедуры запуска и средства сравнения для выработки сигнала в случае, когда действительная температура двигателя выйдет за пределы профиля безопасной температуры двигателя. Система в соответствии с вариантом осуществления изобретения также включает в себя средства для измерения по меньшей мере одного критического рабочего параметра, такого как температура двигателя, выходной крутящий момент и скорость двигателя в процессе полета. Ключевая функция в данном варианте осуществления изобретения относится к средствам для впрыскивания воды и/или спирта в двигатель вертолета во время процедуры запуска, сохраняя бортовой резервуар заполненным водой и/или спиртом. Кроме того, система включает средства, такие как соединительное устройство быстрого подключения-отключения, для отключения подачи воды из размещенного на земле источника после завершения процедуры запуска и средства, такие как насос, для впрыскивания предварительно заданного количества воды и/или спирта из бортового резервуара в газотурбинный двигатель в ответ на состояние перенапряжения в процессе полета.
Далее изобретение описывается с использованием сопровождающих чертежей, на которых одинаковые ссылочные позиции используются для обозначения одинаковых деталей.
Описание чертежей
Фиг.1 представляет собой вид сбоку, показывающий вертолет с системой защиты от перенапряжения в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.2 представляет собой схематическое изображение газотурбинного двигателя вертолета, используемого при осуществлении настоящего изобретения;
фиг.3 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую способ, позволяющий избежать «горячий запуск» в соответствии с одним из вариантов осуществления данного изобретения;
фиг.4 представляет собой блок-схему, иллюстрирующую дополнительный вариант осуществления изобретения.
Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления изобретения
Как показано на фиг.1, вертолет 20 с установленным в нем газотурбинным двигателем 22 включает систему защиты от перенапряжения. В первом варианте осуществления изобретения система используется для исключения «горячего запуска», т.е. превышающей допустимую температуру двигателя, которая может повредить двигатель во время его запуска. Как показано на фиг.1, вертолет 20 также включает резервуар 24 для подачи воды и/или спирта.
Резервуар 24 в процессе работы подключается к инжектору 26, который выполнен с возможностью впрыскивания хладагента для двигателя, такого как вода и/или спирт, в двигатель, при превышении температуры двигателя предварительно заданной величины или когда скорость повышения температуры по отношению ко времени превысит предварительно заданное значение. Резервуар 24 подсоединен к инжектору 26 посредством трубопровода 25. Насос 21 и клапан 23 расположены вдоль трубопровода 25 для подачи предварительно выбранного количества хладагента из резервуара 24 в инжектор 26. Количество хладагента может меняться в зависимости от расхода топлива и других переменных.
Во втором варианте осуществления изобретения соединительное устройство 27 быстрого отключения предусмотрено в трубопроводе 25 между резервуаром 24 и инжектором 26. Средства, такие как размещенный на земле резервуар 30, выполнены с возможностью подачи хладагента во время процедуры запуска. Альтернативно в резервуаре 24 может быть предусмотрено соединительное устройство 29 быстрого отключения обычной конструкции. В любом случае инжектор 26 снабжается водой и/или спиртом во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара 24 заполненным хладагентом.
Измеритель 32, такой как термопара, подсоединен к компьютеру 34 для измерения температуры на выходе турбины двигателя. Затем, когда температура на выходе превысит предварительно установленное значение, компьютер выдает сигнал насосу 21 и/или клапану 23 подать некоторое количество хладагента в инжектор 26. Вода и/или спирт затем охлаждают двигатель в достаточной степени для продолжения процедуры запуска двигателя. В случаях, когда температура на выходе турбины снизилась недостаточно, процедура запуска прекращается любыми подходящими средствами (не показаны).
Использование размещенного на земле резервуара 30 во время запуска уменьшает вес хладагента в резервуаре 24 и обеспечивает достаточное количество хладагента для использования в процессе полета, когда достигнуты или превышены безопасные температурные или критические параметры.
Фиг.2 представляет собой схематическое изображение газотурбинного двигателя, обычно используемого для энергоснабжения вертолетов, но включающего в себя измеритель 32 температуры на выходе турбины и инжектор 26 для впрыскивания воды и/или спирта в газовый поток для охлаждения двигателя и/или увеличения мощности. Как показано, воздух подается в газотурбинный двигатель 22 вертолета через входной канал 40 и сжимается в компрессорном участке 41. Топливо подается в камеру сгорания 42, которая проходит по периферии вокруг двигателя. Расширенные газы подаются в турбинную часть 44, которая приводит в действие компрессор 41, чтобы затем привести в действие турбину 45, которая, в свою очередь, приводит в действие выходной приводной вал 44 для приведения вертолета в движение посредством соответствующей зубчатой передачи 47. Для измерения фактического крутящего момента в процессе полета предусмотрен отбор 48 крутящего момента обычной конструкции. Для индикации скорости двигателя предусмотрен тахометр 49. Кроме того, предусмотрен датчик 52 температуры или термопара для измерения температуры на выходе турбины.
Фиг.3 иллюстрирует способ, позволяющий избежать «горячие запуски» в соответствии с одним из вариантов осуществления изобретения. Обычно на практике контролируют температуру на выходе турбины для исключения «горячего запуска», который может серьезно повредить двигатель. Например, запуск одного конкретного двигателя аварийно прерывается при превышении максимальной температуры, например, 927°С или при выходе за пределы десятисекундного ограничения времени перехода от 810°С к максимум 927°С. В таких обстоятельствах летчик нажимает на кнопку режима малого газа, закрывает дроссельную заслонку и продолжает нажимать на стартер до тех пор, пока температура на выходе турбины не упадет ниже 810°С.
В соответствии с настоящим изобретением запуск 53 начинается так, как это предусмотрено процедурой FAA (Федеральной авиационной администрации). Однако в самом начале или более предпочтительно до начала процедуры запуска на этапе 54 в компьютер вводится безопасная температура или профиль безопасной температуры. Ввод температурного профиля может быть использован так, что как только фактическая температура выйдет за пределы профиля, могут быть предприняты немедленные действия. Также предполагается, что использование температурного профиля может быть более эффективным параметром, позволяющим осуществлять ремонтные работы раньше, чем фактическая температура достигнет опасного состояния.
После заполнения предписанного FAA предстартового контрольного листа на этапе 55 заводится двигатель, на этапе 56 устанавливается расход топлива, а зажигание топлива производится на этапе 57. На этапе 58 измеряется и контролируется температура на выходе турбины. Затем, если фактическая (действительная) температура не превышает безопасную температуру или не выходит за пределы температурного профиля, газотурбинный двигатель запускается, как показано на этапе 60. Однако если фактическая температура превышает безопасную температуру на этапе 59 или выходит за пределы профиля безопасной температуры, в двигатель на этапе 61 впрыскивается вода, спирт или их смесь. Вслед за впрыскиванием воды и/или спирта на этапе 62 контролируется фактическая температура до тех пор, пока температура на выходе турбины не упадет ниже безопасного температурного предела, например ниже 810°С, или не окажется снова в пределах профиля безопасной температуры. Затем на этапе 63, если фактическая температура ниже безопасной температуры, т.е. находится в пределах профиля безопасной температуры, процедура запуска завершается. Однако если на этапе 63 фактическая температура не упала ниже безопасной температуры или находится вне профиля безопасной температуры, процедура запуска прекращается на этапе 64. При таких обстоятельствах летчик нажимает кнопку режима малого газа, закрывает дроссельную заслонку и продолжает заводить двигатель до тех пор, пока температура не упадет ниже безопасного температурного предела.
Важно отметить, что в нормальных условиях и при нормальном запуске во время запуска двигателя ни вода, ни спирт в газовый поток не впрыскиваются.
Дополнительный вариант осуществления изобретения будет описан со ссылкой на фиг.4. Как показано на этой фигуре, процедура запуска по существу такая же, как показана на фиг.3. Однако, как показано на фиг.4, этап 541 заменяет этап 54 и включает ввод критических параметров (КП). Например, другие параметры могут включать крутящий момент и/или скорость двигателя. Процедура запуска далее продолжается до завершения запуска. Затем, если использовался размещенный на земле водяной резервуар, он отключается, и начинается полет.
В процессе полета на этапе 68 измеряются и на этапе 70 контролируются фактическая температура на выходе турбины и другие параметры. До тех пор пока фактическая температура не превышает безопасную температуру или фактические параметры не превышают критических параметров на этапе 72, система возвращается на этап контроля, как показано на этапе 70. Однако если безопасная температура или критические параметры превышены, вода и/или спирт впрыскиваются из бортового резервуара в двигатель, как показано на этапе 74. На этапе 76 снова определяется, были ли превышены безопасная температура или критические параметры. Если нет, система возвращается обратно на этап 70, и осуществляется контроль фактической температуры и фактических параметров. Однако если фактическая температура или фактические параметры больше, чем безопасная температура или критические параметры, следует незамедлительно провести корректирующие действия, как показано на этапе 78.
В то время как изобретение описано в связи с его предпочтительными вариантами осуществления, следует понимать, что изменения и модификации могут быть сделаны без выхода за объем притязаний.
1. Вертолет с установленным в нем газотурбинным двигателем, содержащий бортовой резервуар для подачи воды и/или спирта, средства для инжектирования воды и/или спирта в двигатель, отличающийся тем, что имеются впускное отверстие для приема воды и/или спирта, подаваемых из размещенного на земле источника, и средства для отключения подачи воды или спирта из размещенного на земле источника по завершении процедуры запуска, а упомянутые средства инжектирования выполнены с возможностью инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой или спиртом и инжектирования в двигатель воды или спирта из бортового резервуара в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
2. Способ защиты газотурбинного двигателя вертолета от перегрузки во время запуска и в процессе полета, включающий следующие этапы:обеспечение бортовым резервуаром для подачи воды и/или спирта и впускным отверстием для приема воды и/или спирта, подаваемых из размещенного на земле источника,инжектирование воды и/или спирта в двигатель во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой и/или спиртом,отключение впускного отверстия от размещенного на земле источника после запуска двигателя,инжектирование воды и/или спирта в двигатель из бортового резервуара в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
3. Способ защиты по п.2, отличающийся тем, что включает этап регулирования количества воды и/или спирта, инжектируемых в газотурбинный двигатель вертолета во время процедуры запуска.
4. Способ защиты по п.2, отличающийся тем, что включает этап регулирования количества воды и/или спирта, инжектируемых в газотурбинный двигатель вертолета в процессе полета.
5. Способ защиты по п.3 или 4, отличающийся тем, что вода и/или спирт инжектируются в ответ на увеличение температуры на выходе турбины.
6. Способ защиты по п.5, отличающийся тем, что включает этап обвода бортового резервуара во время инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска.
7. Система защиты газотурбинного двигателя вертолета от перегрузки, включающая бортовой резервуар для воды и/или спирта, расположенный в указанном вертолете, и впускное отверстие для приема воды и/или спирта из наземного источника воды и/или спирта, средства хранения данных и средства для ввода кривой безопасной температуры для запуска двигателя, средства для измерения фактической температуры двигателя во время запуска двигателя, средства для измерения, по меньшей мере, одного критического параметра в процессе полета, средства сравнения для выработки сигнала, когда фактическая температура двигателя выходит за пределы кривой безопасной температуры двигателя во время его запуска, средства для инжектирования воды и/или спирта во время процедуры запуска при сохранении бортового резервуара заполненным водой и/или спиртом во время процедуры запуска, средства отключения подачи воды и/или спирта из размещенного на земле источника после завершения процедуры запуска и средства для инжектирования воды и/или спирта из бортового резервуара в двигатель в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
8. Система защиты по п.7, отличающаяся тем, что указанные средства для инжектирования автоматически инжектируют воду и/или спирт в указанный газотурбинный двигатель в ответ на перегрузку двигателя в процессе полета.
9. Система защиты по п.7, отличающаяся тем, что указанное впускное отверстие расположено отдельно от указанного бортового резервуара.
www.freepatent.ru
