Сборник авторских инженерно-технических идей и решений в области силовых установок для лёгких и сверхлёгких летательных аппаратов

Владимир Хаустов

Сборник авторских инженерно-технических идей и решений в области силовых установок для лёгких и сверхлёгких летательных аппаратов

Введение

В условиях стремительно развивающейся аэрокосмической техники, всё большую актуальность приобретают компактные, эффективные и конструкционно упрощённые силовые установки для малой авиации, экспериментальных летательных аппаратов и беспилотных воздушных систем. Классические решения, применяемые в гражданской и военной авиации (турбовальные двигатели, сложные трансмиссии, поршневые группы), далеко не всегда соответствуют требованиям лёгкости, модульности и технологической простоты, особенно при создании машин вертикального или короткого взлёта, беспилотников (БПЛА), конвертопланов или "реактивных" вертолётов.

В рамках данной работы была проведена разработка и испытание различных типов двигателей и компоновок, объединённых общей целью – создание эффективных, простых и воспроизводимых силовых агрегатов для лёгких винтокрылых платформ.

Представленные двигатели проектировались с учётом следующих приоритетов:

– Минимальная масса и компактность конструкций;

– Простота в производстве, возможность изготовления в лабораторно-модельных условиях;

– Использование доступных отечественных компонентов (в первую очередь, турбокомпрессоров и материалов);

– Надёжность, ремонтопригодность и технологичность;

– Устойчивость работы при низких скоростях и переменных режимах (висение, вертикальный подъём, переход в горизонтальный полёт);

– Возможность масштабирования для малых и средних летательных аппаратов, включая беспилотные платформы и экспериментальные винтокрылы.

Отдельное внимание уделено адаптации силовых установок под реалии «реактивного» вертолёта, где вместо классической трансмиссии с турбовальным двигателем и хвостовым винтом, используются силовые установки, размещённые прямо на концах лопастей несущего винта или в его ступице. Такие схемы позволяют:

– Исключить сложную и громоздкую трансмиссионную систему;

– Значительно уменьшить массу и упростить силовую конструкцию;

– Повысить энергетическую отдачу каждой лопасти за счёт автономного реактивного привода;

– Повысить устойчивость и управляемость за счёт распределённой тяги.

Разработка объединила как классические экспериментальные методики (стендовая проверка, наблюдение тяги, термоконтроль), так и оригинальные инженерные решения, основанные на применении резонансных явлений (в камерах сгорания), дозвуковых и полуимпульсных потоков, дефлаграционного усиления и нестандартной геометрии камеры.

В основе некоторых из них – идеи, зародившиеся ещё в 1980-е годы, например, конструкция полусферической камеры, предложенная Н. И. Поповым в Благовещенске и переосмысленная в рамках настоящей работы.

Данная разработка носит поисково-инновационный характер, однако продемонстрированные результаты, включая успешные испытания прототипов, позволяют говорить о технической состоятельности предложенного подхода и значительном потенциале для дальнейших исследований, оптимизации и практического применения в конструкции новых типов летательных аппаратов.

1. Пневмоаккумуляторная поршневая группа – новая концепция для ДВС беспилотной авиации

Известно, что в беспилотной авиации идёт борьба за каждый лишний килограмм веса, а маховик ДВС является самой тяжелой вращающейся частью.

Известно, что маховик, как самая тяжелая вращающаяся часть любого двигателя и как аккумулятор кинетической энергии, за счет своего веса нейтрализует отклонения неравномерной угловой скорости коленчатого вала и обеспечивает постоянный вывод поршней из мертвых точек.

Известно, что во время такта сжатия и во время сгорания топливовоздушной смеси газы частично прорываются сквозь поршневые кольца и проникают в полость картера. Когда они скапливаются, незначительно увеличивается давление в картерном пространстве с побочным эффектом ухудшения качества моторного масла.

С учётом вышеизложенного, и с некоторыми ограничениями, которые заявл7ены ниже, предлагается отказаться от массивного маховика, или значительно уменьшить его вес в двигателях внутреннего сгорания за счёт значительного повышения давления воздуха в картере двигателя внутреннего сгорания. Функцию аккумулятора кинетической энергии будет выполнять давление воздуха в картере двигателя (пневмоаккумулятор) совместно с работой поршневых групп в двухстороннем действии.

Поршневая группа двигателя внутреннего сгорания прямой ход совершает под действием давления газов горения топливовоздушной смеси и дополнительно расходует часть энергии на повышение давления в пневмоаккумуляторе. Обратный ход поршневая группа совершает за счёт энергии сжатого воздуха в картерном пространстве (пневмоаккумуляторе).

Условие работы пневмоаккумулятора в качестве маховика – давление воздуха в картере P аккум. должно быть больше максимального давления воздуха в камере сгорания в конце такта сжатия P сжатия (компрессия).

Рис. № 1. Условие работы пневмоаккумулятора.

В идеальных условиях топливовоздушная смесь должна сжиматься энергией сжатого воздуха в картере (пневмоаккумуляторе). Этим обеспечивается также предотвращение поступления газов в пневмоаккумулятор во время такта сжатия.

Известно, что для двигателей с принудительным зажиганием степень сжатия не должна превышать 10:1 для целей предотвращения детонационное сгорания топливовоздушной смеси. Таким образом, давление в пневмоаккумуляторе должен находится на конструктивно достижимых уровнях в 1 МПа и меньше. Уменьшение давления в пневмоаккумуляторе приводит к необходимости использования облегчённого маховика.

Отсутствие избыточного давления воздуха в пневмоаккумулятое (картере) соответствует весу классического маховика для данного типа двигателя и работе двигателя в обычных условиях. Увеличение давления воздуха в пневмоаккумуляторе (картере) соответственно уменьшает вес маховика.

Часть энергии горения топливовоздушной смеси расходуется на изотермическое сжатие / расширение газа в пневмоаккумуляторе (картере) за счёт движения поршневой группы. Происходит непрерывный дополнительный процесс накопления энергии от поршневой группы за счёт энергии горения топливовоздушной смеси и возврата энергии поршневой группе за счёт энергии сжатого воздуха пневмоаккумулятора. Теоретический КПД изотермического “идеального” пневмоаккумулятора энергии равен 100 %. Теоретически, двигатель внутреннего сгорания без маховика не должен потерять в мощности.

К сожалению, на практике достичь этого невозможно, т.к. минимальные потери тепла в любом случае неизбежны. Но можно свести их к минимуму и получить выигрыш в весе двигателя, что актуально в условиях беспилотной авиации.

Вывод

Избыточное давление воздуха в картере (пневмоаккумуляторе) и работа поршневых групп в двухстороннем действии, в зависимости от значения давления позволяют полностью или частично (с существенным уменьшением веса) отказаться от классического массивного маховика. Это зависит от конструктивного исполнения двигателя внутреннего сгорания с учётом множества ограничений. Например, в одноцилиндровых двигателях пневмоаккумуляторная поршневая группа двухстороннего действия полностью заменить маховик не способна, а только существенно снизить его вес. Это связано с тем, что в одноцилиндровом ДВС пневмоаккумулятор не способен выводить поршень из верхней и нижней мертвой точки.

в двигателях внутреннего сгорания с кривошипно-камерной продувкой сама концепция применения пневмоаккумуляторных поршневых групп двухстороннего действия – не возможна.

2. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) привода несущего винта вертолёта

Упрощённый расчёт прямоточного воздушно-реактивного двигателя строится на следующем:

Корпус

Корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя – это открытая труба, состоящая из расширяющегося сопла (диффузор), камера сгорания, и суживающееся сопло (сопло).

Рис. № 2. Корпус прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Следующий рис. № 3 – график средней результирующей тяги, располагаемой в один квадратный дюйм области входа диффузора в зависимости от линейной скорости прямоточного воздушно-реактивного двигателя.

Например, дизайнер желает проектировать прямоточный воздушно-реактивный двигатель для малого вертолета чтобы создать результирующую тягу тридцать пять фунтов. Этот вертолет должен быть оборудован винтами 7 метров в диаметре и вращаться с частотой 665 об/мин. Скорость каждого двигателя будет равна роторной окружной скорости, которая может быть рассчитана следующим образом:

Окружная скорость несущего винта (м / секунда) = пи x диаметр x частота/60

3.1416 *7 * 665) /60=243 м/сек

Рис. № 3 результирующая тяга 3.5 фунтов, располагаемых на квадратный дюйм области входа диффузора в операционной скорости 800 футов / секунды.

Прямоточный воздушно-реактивный двигатель для результирующей тяги 35 фунтов в операционной скорости 800 футов / секунды – вход диффузора должен иметь десять квадратных дюймов области.

Отношение (коэффициент) области входа диффузора к области выхода диффузора изменяется от три до четыре для наиболее дозвуковых конструкций прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Наиболее широко используется – три с половиной. При использовании этого значения область выхода диффузора будет тридцать пять квадратных дюймов. Поэтому, размеры диаметра для диффузора прямоточного воздушно-реактивного двигателя рассчитаны так:

Входной Диаметр м. = (Область x 4) /3,14 = 10(4)/3,14 = 3,56

Диаметр Выхода = 35(4) / 3,14= 6.67 дюймов

Длинна диффузора зависит от авторского выбора одной из двух вероятных конфигураций. Усеченная параллельными плоскостями часть фигуры конуса впадины самая простая из двух конфигураций, чтобы изготовлять, но дольше в продолжительности чем другая конфигурация который составы усеченной параллельными плоскостями части фигуры конуса впадины с искривленной вставкой (Рис. № 4).

Рис. № 4. Входной диффузор

Последняя конфигурация используется на большинстве коммерческих конструкций прямоточного воздушно-реактивного двигателя, потому что более короткая продолжительность предлагает меньшее количество торможения (сопротивление среде).

Заметьте: Искривленная вставка позволяет использовать больший угол сходимости (между 10 и 30 градусов)

Угол сходимости диффузора без искривленной вставки не должна превысить десять градусов (Рис. № 5) или эффективность диффузора упадёт.

Простое математическое уравнение для вычисления конической длинны для диффузора со вставкой может быть заявлено следующим образом:

Длинна диффузора = (Диаметр Диффузора выхода – Диаметр Диффузора входа)/ 0.525

Для двигателя примера, продолжительность диффузора будет:

(6.67 – 3.56)/0,525 = 6 дюймов

Рис. № 5. Угол сходимости диффузора

Дифузор

Следующее уравнение, которое было принято от NACA ARR Номер L4F26 определяет искривленный контур вставки диффузора.

Рис. № 6. Вставка диффузора.

Y = (0.5 D1) / (1+Х)

где: Y = вертикальная координата

X = Горизонтальная координата

L = Длинна диффузора

– x (sqrt (A1/A2 – 1)) A1 = область поперечного сечения входа диффузора

A2 = область Поперечного сечения диффузора выходит

D1 = Диаметр входа диффузора

D2 = Диаметр выхода диффузора,

Зависимость получается такой: Y = 1.785/1 – 0.77X

Камера сгорания

Камера сгорания – просто баллон впадины с диаметром, равным таковому диаметра выхода диффузора. Продолжительность обычно определяется испытанием и погрешностью. Однако, хорошее «эмпирическое правило» – делают продолжительность камеры сгорания приблизительно тремя диаметрами входа диффузора.

Камера сгорания для двигателя примера будет баллон 6.67 дюймов в диаметре и длиной 10 дюймов.

Сопло

Выхлопное сопло, которое является зафиксированным выходом от камеры сгорания, имеет входной диаметр равным диаметру камеры сгорания. Диаметр выхода Сопла завист от температуры камеры сгорания и может быть определен математически. Такая математическая обработка – вне возможностей этой монографии. Хорошее «эмпирическое правило», для которого практический дизайнер может использовать, получает этот размер – приблизительно 1.4 разами большее чем область входа диффузора. Область выхода сопла – критический размер, и это значение может лучше всего быть определенным испытанием и погрешностью (изменяющийся область, пока самое высокое значение осевого давления не получено). Однако, выше заявленного эмпирического коэффициента(фактора) даст приемлемо близкое значение.

Для двигателя примера диаметр выхода сопла будет:

Диаметр сопла = (10(1,4)*(4)) / 3,14 = 4.22 дюйма

Продолжительность сопла не критическая и не обычно никакой большая в значении чем входной диаметр диффузора.

От выше заявленных эмпирических коэффициентов (факторов), дизайнер создаст корпус из его двигателя прямоточного воздушно-реактивного двигателя к размерам, показанным на рисунке № 7.

Рис. № 7. Размеры двигателя

Конструкция опорной плиты

С течением времени высокая температура горения и центробежная сила заставляет корпус деформироваться. Чтобы предотвращать такую деформацию, опорная плита должна приваривать камеру сгорания до сварки диффузора и выхлопного сопла к камере сгорания.

Опорная плита для двигателя примера может иметь следующие размеры как показано на Рис. № 8, 9.

Рис. № 8. Опорная плита.

Рис. № 9. Монтаж опорной плиты в корпус двигателя.

Топливная система

Рисунок № 10 иллюстрирует самый простой тип топливной системы для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, приводящих в движение ротор. Должно быть отмечено, что эта система содержит только минимум оборудования: топливный бак, отсечной клапан, регулятор расхода, и форсунка непосредственного впрыска топлива. Такая система рекомендуется только на испытательном стенде.

Рис. № 10 Топливная система двигателя.

Рисунок № 11 иллюстрирует в более общем смысле топливо систему для вертолетов прямоточного воздушно-реактивного двигателя

Подача топлива за счёт центробежной силы.

Рис. № 11. Топливная система

Следующее уравнение показывает давление топлива в любом месте ротора в зависимости от частоты вращения

P = (29.35* ((N/6*C) квадрат) *(R квадрат)) /144

где:

P – давление (1b/sqin)

N – Частота вращения ротора (оборотов в минуту)

R – удаленная от центра вращения (футы)

Например, решите для топливного давления в регуляторе расхода, зафиксированном на роторе 2 нижних поле от центра вращения, когда ротор перемещает 600 оборота в минуту.

P = 29.35 (600/60) = 82 lb/sqin

Регулятор расхода

Идеальный регулятор расхода должен автоматически регулировать расход топлива для изменений в машинной скорости, изменения в высоте, и т.д. Однако, такие сложные устройства не существенны для удовлетворительной операции малых вертолетов прямоточного воздушно-реактивного двигателя. Управляемый вручную игольчатый клапан вместе с расходомером может снабжать приемлемо хорошее регулирование расхода топлива.

Форсунка непосредственного впрыска топлива

Конструкция форсунок непосредственного впрыска топлива для прямоточных воздушно-реактивных двигателей, которые используют на роторе усложнена неизбежной высокой центробежной силой, создающей поток (циклическому сдвигу к внешней стенке двигателя).

Рисунок № 12 – график топливного давления в форсунке непосредственного впрыска топлива против ротора оборотов в минуту для сопла, зафиксированного на диаметре 23 нижнего поле.

Рис. № 12. Зависимость давления топлива от оборотов ротора.

Высоко топливные давления требуют чрезвычайно малых отверстий разливочного стакана, которые в свою очередь означают большее количество расхода в конструкции сопла и более бедного управления распределения топлива. Также, это неизбежное высокое давление в сопле косвенно воздействует на расходы на модернизацию, потому что дорогое насосное оборудование высокого давления требуется, чтобы дублировать характеристики расхода топлива в течение статических испытаний в аэродинамической трубе.

Конструкция впрыска топлива зависит в значительной степени от конструкции системы стабилизации горения.

Хорошая конструкция требует равномерного перемешивания топливного и входящего воздушного потока с так называемым небольшим нарушением к воздушному потоку насколько возможно.

Такая потребность обычно означает центрально зафиксированное разбрызгивание через форсунку, снабжают топливом вход и в перпендикуляре направления к потоку воздушного потока.

Рисунок № 13. Топливная форсунка.

Конструкция топливной форсунки, показанная ниже на рисунке № 13 следует принцип(компонент), заявленный выше и рекомендуется на прямоточном воздушно-реактивном двигателе для использования крепления к опорной плите. Состоит из трубки по периметру опорной плиты с примерно 80 мелкими отверстиями перпендикулярно к направлению воздушного потока. Точный диаметр и число отверстий может лучше всего быть определенным опытным путём для конкретного двигателя.

Рис. № 14. Топливная форсунка.

Расход топлива

Заданный расход топлива зависит от осевого давления двигателя.

Рисунок № 15 – график в фунтах топлива, заданного в час и фунт осевого давления в зависимости от скорости.

Рис. № 15. Расход топлива.

При рассмотрении двигателя примера, заданный расход топлива может быть рассчитан, по граффику с кривой, показанной на рисунке 15. SFC в операционной скорости 800 футов / секунды (243 м/сек) – 6. Заданный расход топлива в двигатель будет 6 x от 35 до 210 фунтов час (35 галлонов). Считаем вертолетный расход топлива, будет 420 фунтов (70 галлонов). Поэтому, форсунка непосредственного впрыска топлива для двигателя примера должна быть разработана, чтобы пройти 210 фунтов (95 литров в час или 26 мл/сек) топлива в час на операционном топливном давлении.

Стабилизатор пламени.

Чтобы пламя не гасло в любом высоком воздушном потоке скорости, некоторый способ экранирования источника пламени необходим. Такое устройство экранирования названо стабилизатором пламени. Имеется бесконечное число форм, и формирует стабилизатор пламени, может брать. Четыре из более успешных форм показываются на рисунке № 16.

Рис. № 16. Стабилизаторы пламени.

Чтобы пламя не гасло в любом высоком воздушном потоке скорости, некоторый способ экранирования источника пламени необходим. Такое устройство экранирования названо стабилизатором пламени. Имеется бесконечное число форм, и формирует стабилизатор пламени, может брать. Четыре из более успешных форм показываются на рисунке № 16.

Стабилизаторы пламени типа конического отвода – среди более надежных стабилизаторов пламени такого типа.

Рисунок № 17 размеры стабилизатора пламени, которые нужно использовать в двигателе примера.

Рис. № 17. Конический стабилизатор пламени

Одно очень важное правило, чтобы использовать конструкции стабилизаторов пламени может быть заявлено следующим образом:

Воздушный пограничный слой не должен быть прерван преградами, потому что пограничный слой служит как изолятор между высоким температурным пламенем и корпусом двигателя.

Воздушный пограничный слой не должен быть прерван преградами, потому что пограничный слой служит как изолятор между высоким температурным пламенем и корпусом двигателя. Максимальная область поперечного сечения стабилизатора пламени не должна превысить тридцать (30) процентов от области поперечного сечения камеры сгорания.

Что касается двигателя примера область основы конуса стабилизатора пламени не должна превысить 30 процентов от 35 квадратных дюймов.

Зажигание

Рис. № 18. Зажигание.

Чтобы воспламенить топливовоздушную смесь требуется некоторый тип воспламенителя (обычно экранированный). Точное размещение воспламенителя представляет чрезвычайно трудную проблему и определено в большинстве случаев испытанием. Общее размещение – около кормовой оконечности стабилизатора пламени. Материал

Рекомендуемый материал для изготовления прямоточного воздушно-реактивного двигателя является нержавеющая сталь. Толщина листа 16 датчика (1,435 мм).

Эксперимент

В целях первичной экспериментальной проверки описанных выше принципов и конструктивных решений был изготовлен прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) по классической схеме с осевой подачей воздуха и термореактивной камерой сгорания.

Рис. № 19. Двигатель на стенде.

Конструкция двигателя разработана с учётом расчётных параметров по тяге, сопротивлению потоку и предположительного импульса тяги для использования в качестве привода лопастей “реактивного ранцевого” одноместного вертолёта.

Рис. № 20. Тестирования работы ПВРД в различных режимах

Заключение

Изготовленный по выше заявленной докуметации прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) подтвердил заявленные расчётные характеристики в части устойчивости горения, формирования реактивной тяги и термогазодинамической стабильности потока.

Полученные экспериментальные данные свидетельствуют о возможности практического применения данной установки в качестве активного привода лопастей «реактивного» типа на винтокрылом летательном аппарате, включая перспективные концепции вертолётов с прямоточно-реактивным вращением несущего винта.

При дальнейшей оптимизации компоновки и внедрении системы автоматизированного пуска и регулирования подачи топлива конструкция может быть адаптирована как для экспериментальных аэродинамических стендов, так и для полной интеграции с легкими летательными аппаратами вертикального и короткого взлёта.

3. Дефлаграционно-резонансный воздушно-реактивный двигатель привода несущего винта вертолёта.

Историческая предпосылка и идея конструкции

В 1980-х годах, в рамках деятельности авиамодельного кружка Дворца пионеров города Благовещенска, инженер-энтузиаст и руководитель кружка Николай Иванович Попов предложил оригинальную конструкцию полусферического реактивного двигателя.

Основной задачей двигателя было обеспечение привода несущих лопастей вертолёта без использования механической трансмиссии или классического турбовального двигателя. В качестве альтернативы был предложен автономный воздушно-реактивный привод, способный работать в ограниченных габаритах лопастного отсека и не нуждающийся в ТВРД.

Данная идея оказалась особенно интересна с точки зрения перспектив развития компактных, автономных и экономичных силовых установок для перспективных летательных аппаратов с реактивным вращением лопастей. Классический прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) демонстрирует низкую эффективность в диапазоне околонулевых и малых скоростей – как раз в тех условиях, с которыми сталкиваются винтокрылые аппараты на взлёте и зависании. В этой связи конструкция Попова Н. И. заслуживает особого внимания.