Что такое помпаж двигателя вертолета
Что такое помпаж двигателя вертолета
Изобретение относится к управлению силовыми установками летательных аппаратов, а именно к автоматической защите газотурбинного двигателя силовой установки вертолета от помпажа, то есть неустойчивой работы двигателя, характеризующейся падением и пульсациями давления воздуха за компрессором двигателя, приводящих к потере мощности двигателя.
Известен способ противопомпажной защиты вертолетного газотурбинного двигателя, наиболее близкий к заявляемому, реализованный в системе защиты от помпажа («Руководство по технической эксплуатации» вертолета Ми-26, раздел 73.21.00, с.1-4, рис.1). Способ включает контроль давления воздуха за компрессором двигателя, выдачу сигнала о возникновении помпажа сигнализатором помпажа ПС-2-7 (поз.7) и с помощью коммутационного реле (поз.6) формирование команд на устранение неустойчивой работы двигателя, а именно подачи сигнала на ограничение («срезку») подачи топлива (поз.8) и подачи сигнала на перепуск воздуха из компрессора низкого давления (поз.9). Частотные характеристики сигнализатора помпажа настроены на чувствительность в диапазоне низкочастотных помпажных колебаний до 30 Гц и выдачу сигнала «помпаж» при падении давления воздуха за компрессором двигателя в момент помпажных колебаний более 60% от исходного давления.
Недостатком такого способа противопомпажной защиты газотурбинного двигателя является возможность ложного срабатывания средств противопомпажной защиты при регистрации низкочастотных колебаний, сопровождающих некоторые штатные режимы работы двигателя (например, при сбросах режима), или замыкании проводов сигнализатора помпажа.
Кроме того, противопомпажная система двигателя Д-136 включается по первому помпажному провалу давления воздуха за компрессором, в то время как в большинстве случаев после первого провала давления воздуха за компрессором двигатель сам выходит из неустойчивого режима и восстанавливает исходный режим работы с минимальной потерей мощности за минимальное время.
При этом каждое подключение средств ликвидации помпажа: «срезка» топлива, открытие клапанов перепуска воздуха, прикрытие входных направляющих аппаратов и другие — приводят к значительной потере мощности двигателей и, как следствие, к потере высоты полета, что для вертолетов, летающих у земли, чрезвычайно опасно.
Задачей изобретения является повышение безопасности летательного аппарата за счет уменьшения вероятности случайных срабатываний противопомпажной защиты газотурбинного двигателя силовой установки.
Поставленная задача решена тем, что в способе противопомпажной защиты газотурбинного двигателя, включающем контроль колебаний давления воздуха за компрессором двигателя и формирование сигнала на включение средств ликвидации помпажа, например сигнала на ограничение подачи топлива, согласно изобретению колебания давления воздуха за компрессором контролируют параллельно широкополосным и низкочастотным сигнализаторами помпажа, причем сигнал низкочастотного сигнализатора помпажа сохраняют в течение заданного времени, соответствующего максимально возможной длительности ликвидации помпажа, и при получении одновременно сигналов от обоих сигнализаторов помпажа формируют сигнал на включение средств ликвидации помпажа, который подают с задержкой на заданное время, соответствующее длительности одного низкочастотного помпажного колебания давления воздуха за компрессором, при условии сохранения сигнала от широкополосного сигнализатора по истечении заданного времени задержки.
В случае ожидаемого теплового воздействия, который может привести к помпажу, предварительно осуществляют впрыск воды на вход газотурбинного двигателя.
Контроль колебаний давления воздуха за компрессором двигателя осуществляют одновременно двумя датчиками давления: низкочастотным сигнализатором помпажа, регистрирующим только сигнал от большого провала давления (от 5 до 30 Гц), и широкополосным сигнализатором помпажа, регистрирующим сигнал как при низкочастотных, так и при высокочастотных колебаниях давления воздуха за компрессором (вращающемся срыве) (от 5 до 130 Гц). Только в случае срабатывания двух помпажных сигнализаторов сумматор, работающий по схеме «И», формирует управляющий сигнал, который с задержкой на длительность одного низкочастотного помпажного колебания давления воздуха за компрессором, подается на включение средств, ликвидирующих помпаж и восстанавливающих работу двигателя. Использование задержки этого сигнала позволяет в большинстве случаев не использовать средства ликвидации помпажа. В случае самопроизвольного прекращения помпажа после первого провала давления сумматор не подает управляющий сигнал и средства ликвидации помпажа не подключаются.
Если же через заданное время задержки помпаж продолжается и широкополосный сигнализатор помпажа регистрирует помпажные колебания давления воздуха за компрессором, то благодаря блокированию сигнала низкочастотного сигнализатора помпажа обеспечивается наличие сигналов от обоих сигнализаторов помпажа для формирования управляющего сигнала и введение в действие средств ликвидации помпажа.
Длительность одного низкочастотного помпажного колебания давления воздуха за компрессором зависит от типа двигателя и составляет, например, для двигателя ТВ3-117 0,05 секунды. Задержка приведения в действие средств ликвидации помпажа в сотые доли секунды практически не влияет на время ликвидации помпажа.
Еще одной особенностью способа является возможность отслеживания помпажа в виде вращающегося срыва (т.е. падения давления воздуха за компрессором ниже давления воздуха режима двигателя малого газа и колебание давления воздуха с частотой 100-120 Гц). В то время как низкочастотный сигнализатор помпажа отслеживает только низкочастотные помпажные провалы давления воздуха и после первого помпажного провала его сигнал ставится на самоблокировку, широкополосный сигнализатор помпажа выдает сигнал при помпажных колебаниях от 5 до 130 Гц и снимает свой сигнал в случае ликвидации помпажа. Благодаря этому сигнализатору средства ликвидации помпажа будут работать до тех пор, пока длится помпаж любого типа, и если после ликвидации помпажа он вновь произойдет, то широкополосный сигнализатор помпажа снова включит эти средства.
Использование описанного способа защиты газотурбинного двигателя от помпажа уменьшает вероятность ложных срабатываний, приводящих к значительной потере мощности двигателей и потере высоты полета, что особенно опасно для вертолетов, летающих на низкой высоте.
Упомянутые режимы касаются случаев неожиданного помпажа газотурбинного двигателя. В случае ожидаемого теплового воздействия на двигатель целесообразно предварительное осуществление впрыска воды (или водно-спиртовой смеси) на вход двигателя. Это позволяет ускорить восстановление работы двигателя при осуществлении противопомпажной защиты в соответствии с изложенными выше операциями или вовсе предотвратить помпаж. Способ разработан и испытан для вертолетов, летающих на небольших высотах, и дает возможность не только с помощью впрыска выполнить функцию кратковременного повышения запасов газодинамической устойчивости двигателей, но и в случае, если система кратковременного повышения запасов газодинамической устойчивости не справляется с тепловым воздействием, сократить время ликвидации помпажа. В случае неожиданного возникновения помпажа двигателя впрыск жидкости как средство ликвидации помпажа не используется.
Способ противопомпажной защиты газотурбинного двигателя поясняется принципиальной схемой, изображенной на чертеже (фиг.1). Контроль давления воздуха за компрессором двигателя 1 включает регистрацию низкочастотных колебаний давления воздуха с помощью низкочастотного (5-30 Гц) сигнализатора помпажа 2 (типа ПС-2-7) и регистрацию всех типов колебаний давления воздуха с помощью широкополосного (5-130 Гц) сигнализатора помпажа 3 (типа ДВС).
Низкочастотный сигнализатор помпажа 2 срабатывает от большого провала давления воздуха за компрессором двигателя, и сигнал от него с помощью реле времени 4, установленного на его выходе, сохраняется в течение заданного времени, соответствующего максимально возможной длительности ликвидации помпажа (в диапазоне от 0,3 до 1,0 секунды).
Широкополосный сигнализатор помпажа 3 сигнализирует о наличии помпажа как при низкочастотных колебаниях воздуха за компрессором, так и при высокочастотных колебаниях воздуха за компрессором (вращающемся срыве) и на самоблокировку не становится.
С помощью сумматора 5 (работающего по схеме «И») при одновременном срабатывании двух сигнализаторов помпажа 2 и 3 формируют сигнал, который далее через реле 6 задержки сигнала попадает на блок 7 (силовые реле) включения команд для введения в действие имеющихся средств ликвидации помпажа, направленных на восстановление исходного режима работы двигателя: команду на включение агрегата зажигания, команду на исполнительный механизм ограничения подачи топлива для перехода двигателя на пониженный режим работы («срезку» топлива), команду на открытие клапана перепуска воздуха и другие.
На фигурах 2, 3, 4, соответственно, показан переходный процесс (амплитудно-частотные характеристики) изменения статического давления воздуха за компрессором двигателя Рк при различных видах помпажа: низкочастотный помпаж, переход низкочастотного помпажа во вращающийся срыв, помпаж с самовосстановлением после одного низкочастотного колебания давления.
Реле задержки 6 настроено на заданное время срабатывания, равное длительности одного низкочастотного колебания давления воздуха за компрессором, характерное для данного типа двигателя (фиг.4), составляющее, например, для двигателя ТВ3-117 0,05 секунды.
В случае самоликвидации помпажа за заданное время задержки реле 6, соответствующее длительности одного низкочастотного помпажного колебания, широкополосный сигнализатор помпажа 3 снимает свой сигнал, и сумматор 5 не выдаст команду на включение средств ликвидации помпажа.
Если через 0,05 секунды помпаж не самоликвидировался, сохраняются сигналы от двух сигнализаторов помпажа: сигнал низкочастотного сигнализатора помпажа 2 сохраняется после первого помпажного провала давления благодаря самоблокировке реле времени 4 на заданное время, и сигнал широкополосного сигнализатора помпажа 3 сохраняется при наличии помпажа любого типа. Поэтому сигнал с сумматора 5 через 0,05 секунды пройдет на блок 7, и средства ликвидации помпажа будут работать до тех пор, пока длится помпаж.
В случае работы вертолета в условиях ожидаемого теплового воздействия, например при тушении пожара, или в режимах, сопровождающихся ожидаемым тепловым воздействием, например при стрельбе, целесообразно использовать предварительную подачу, впрыск воды или водно-спиртовой смеси на вход двигателя через форсунки. В первом случае начало и продолжительность подачи жидкости может быть выбрана экипажем, а во втором случае подача жидкости может выполняться автоматически по сигналу системы управления стрельбой на время, превышающее максимальную длительность помпажа (например, 2 секунды). Кроме известного эффекта кратковременного повышения запасов газодинамической устойчивости, предварительная подача жидкости через форсунки на время ожидаемого теплового воздействия позволит сократить время ликвидации помпажа.
Использование в способе противопомпажной защиты задержки управляющего сигнала на включение средств ликвидации помпажа дает возможность двигателю в большинстве случаев самостоятельно выйти из помпажа. Формирование управляющего сигнала от двух датчиков давления уменьшает вероятность случайных срабатываний, повышает надежность и безопасность противопомпажной защиты двигателя. В итоге изобретение позволяет повысить безопасность эксплуатации вертолета на небольших высотах, когда потеря мощности двигателей и потеря высоты полета особенно опасны для вертолетов.
В результате падения боевого вертолета погиб командир экипажа
В Буденновском районе Ставропольского края вчера во время планового тренировочного полета рухнул боевой вертолет МИ-28Н («Ночной охотник»). При падении экипаж получил серьезные травмы. Позже стало известно, что командир экипажа боевой машины скончался в госпитале, не приходя в сознание. В качестве предварительной версии официальные представители Минобороны РФ назвали отказ работы двигателей. За последние полгода Буденновская авиационная база теряет уже второй вертолет. В июле 2010 года полк потерял Ми-8, который разбился на склоне Эльбруса также во время тренировочного полета.
Как рассказали “Ъ” в правоохранительных структурах края, вертолет Ми-28Н Буденновской авиационной базы 1-й категории Южного военного округа, дислоцирующегося в Буденновске, совершал вчера плановый тренировочный вылет. Однако уже через 15 минут после того, как машина была поднята в воздух, командир экипажа сообщил на базу, что с двигателем неполадки, он глохнет, в связи с чем было принято решение об аварийной посадке. Но посадка оказалась слишком жесткой. Тяжелая бронированная машина, находившаяся на высоте порядка 400 м, рухнула на поле в 3 км от села Прасковея, ударившись кабиной о землю. Травмированных летчиков вертолетом военных спасателей доставили в гарнизонный госпиталь в Буденновск, где примерно через час, не приходя в сознание, скончался командир экипажа. Жизни штурмана, по информации Министерства обороны РФ, ничего не угрожает. Место падения боевой машины было немедленно оцеплено, вчера там до вечера работала комиссия МО РФ, которая должна была установить причины аварии. По предварительной информации ведомства, авария могла произойти из-за попадания в редуктор стружки, что вызвало отказ двигателя.
Ударный вертолет Ми-28 разработан в КБ Миля, принят на вооружение в 2007 году. Более 20 серийных машин уже переданы строевым частям ВВС. Длина вертолета 17 м, высота — 3,82 м, диаметр несущего винта — 17,2 м, максимальная взлетная масса 11,7 тонны. Оснащен двумя газотурбинными двигателями ТВ3-117ВМА мощностью 1660 кВт каждый. Максимальная скорость 324 км/ч. Вооружение — пушка 30 мм, управляемые ракеты «Вихрь», «Штурм», «Атака-В» и «Игла», неуправляемые реактивные снаряды. Экипаж — два человека.
Известен один инцидент с вертолетом Ми-28Н — 19 июня 2009 года на полигоне в Мулино Нижегородской области при стрельбе неуправляемыми ракетами пороховые газы попали в воздухозаборники двигателей, что вызвало помпаж и жесткое приземление с высоты около 40 м. Вертолет опрокинулся на левый борт, были разрушены несущий винт и хвостовая балка. Жертв не было.
В июле 2010 года база потеряла еще один вертолет — Ми-8, который рухнул на высоте 4800 м на склоне Эльбруса. По предварительной информации, экипаж просто не сориентировался в непривычных горных условиях, когда тяжелая машина попала в воздушные потоки. Пилоты тогда также совершили аварийную посадку. К счастью, никто из экипажа не пострадал, но боевая машина получила серьезные повреждения.
Эксперт прокомментировал видео крушения Ми-26 на Ямале: высокая вертикальная скорость
На эмоциональное состояние летчика мог повлиять отказ двигателя
Самый тяжелый серийный вертолет в мире Ми-26Т потерпел крушение при посадке на Ямале возле месторождения «Русское». На борту было восемь человек, семеро пострадали, один – тяжело. Вертолет восстановлению не подлежит.
В Сети появилось несколько видео, на котором запечатлена неудачная посадка вертолета. На одном из них видно, что вертолет в момент жесткого приземления касается земли, при этом нос фюзеляжа задран, хвостовая балка с винтом опущена. В момент удара хвостовая балка отламывается, вертолет заваливается набок, лопасти несущего винта, вращающиеся с огромной угловой скоростью, ударяются о землю, их осколки разлетаются в разные стороны.
По предварительной информации, в полете у вертолета Ми-26 с бортовым номером RA-6268 авиакомпании «Абакан-Авиа» отказал один из двух двигателей. Пилот старался довести вертолет до посадочной площадки.
«МК» попросил прокомментировать летное ЧП авиационного инженера. Вот что он сказал на условиях анонимности после просмотра видео с места крушения:
-Насколько я знаю, в полете у вертолета отказал один двигатель, был помпаж. Это не критично. На одном движке машина летает. У Ми-26 два двигателя. С одним отказавашим двигателем разрешается летать. Вот если бы редуктор отказал, который один, это другое дело.
Очевидно, летчик хотел довести неисправный вертолет на свою посадочную площадку, где есть специалисты, техника для обслуживания.
-Почему хвостовая балка отвалилась при приземлении?
-Скорость снижения, на мой взгляд, на последних секундах была немного больше, чем надо. Грубовато, обычно Ми-26 нежнее садятся. То есть была повышенная вертикальная скорость. Удар был большей силы, чем надо, и конструкция хвостовой балки не выдержала разрушающей нагрузки.
-Говорят, вертолет не дошел до посадочной площадки несколько метров. Может, летчику стоило не тянуть, а раньше приземлиться на любое ровное место?
-Машина очень тяжелая. Он же не знал, насколько прочный грунт. Вертолет на неровной площадке мог также завалиться на бок, со всеми вытекающими.
-Порыв ветра мог в последние секунды мог повлиять на посадку?
-Думаю, нет. Судя по видео, какого-то вихря нет. Ничего особенного нет.
-Тогда что могло помешать посадить плавно вертолет?
-Могла быть техническая неисправность. Мы же не видели, что было у летчика на приборах, не знаем, что у него было на борту. Думаю, тут другой фактор мог сработать?
-Человеческий?
-Можно и так сказать. Когда в полете отказывает один двигатель, то у вас уже эмоциональное состояние другое. Представьте, вы едете на машине и знаете, что у вас или тормоза неисправны, или сцепление. Вы же по-другому себя чувствуете за рулем? Так же и летчик. Он более напряжен, отвлечен другими факторами. Он же не робот, а живой человек. В данном случае произошел отказ двигателя. Летчик старался дотянуть машину до площадки. Возможна неверная оценка высоты или вертикальной скорости.
Момент жесткой посадки МИ-26 на Ямале сняли на видео
Смотрите видео по теме
-А почему при приземлении у вертолета был нос задран выше обычного?
-Это вполне объяснимо: летчик гасил горизонтальную скорость перед посадкой. При этом нос фюзеляжа задирается, а хвост опускается
Тяжелый военно-транспортный вертолет Ми-26 создан в 1977 году. Ми-26Т – его гражданская версия. Построено более 300 Ми-26 разных модификаций. Стоимость – порядка $30 млн. Взлетная масса – 56 тонн. Масса груза – 20 тонн. Известны случаи, когда Ми-26 эвакуировал в Афганистане на внешней подвеске подбитые тяжелые американские вертолеты «Чинук».
ПУСКОВАЯ УСТАНОВКА ДЛЯ АВИАЦИОННЫХ РАКЕТ
Полезная модель относится к области авиационного вооружения и направлена на снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из пусковой установки вертолета, вызывающего неустойчивости его работы или заглохание двигателей. В корпусе пусковой установки с силовым набором, узлом подвески к летательному аппарату и электросистемой для подачи пусковых импульсов в торцевые диски установлены пусковые трубы для ракет.Над пусковыми трубами установлен защитный дефлектор, который соединен с промежуточным обтекателем. Промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. На поверхностях дефлектора и пусковых труб выполнена сквозная перфорация. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
1. Пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, отличающаяся тем, что снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб. 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса. 3. Установка по п.1, отличающаяся тем, что на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация. 4. Установка по п.1, отличающаяся тем, что промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.
Настоящая полезная модель относится к области авиационного вооружения, а именно к пусковым установкам (далее — ПУ) типа «блок» для размещения в них и пуска авиационных ракет (далее — ракет) неуправляемых, корректируемых и управляемых с вертолета.
Из уровня техники (см., например, «Оружие и технологии России. Энциклопедия. XXI век» / Гл. ред. Н.Спасский. — М.: Издательский дом «Оружие и технологии», том 10, 2008) известны многоствольные пусковые установки (Б8В20, Б13Л1, Б8В7) с плоским передним торцом, отличающиеся друг от друг количеством труб, их калибром и габаритами и включающие корпус цилиндрической формы, внутри которого расположен комплект направляющих пусковых труб, служащих выходом ракет из ПУ при произведении пуска и закрепленных в торцевых дисках корпуса, узлы подвески к вертолету и электрическую систему для подачи пусковых импульсов.
Наиболее близкой к заявленной полезной модели по технической сущности и достигаемому при ее использовании техническому результату является описанная в указанном источнике (см. стр.268) пусковая установка (блок орудий Б13Л1) для авиационных ракет, имеющая типовой состав входящих элементов известных ПУ, т.е. включающая комплект пусковых труб, заключенных в корпус с торцевыми дисками, имеющими соосные отверстия для установки труб, узлы подвески ПУ к вертолету и электросистему для запуска ракет,
Общим недостатком известных ПУ является способность накапливать горячий газ факела ракеты при старте в пусковых трубах и на переднем торцевом диске корпуса, причем после выхода ракет из ПУ горячая газовая струя факела резко переходит с торцевого диска на цилиндрический корпус установки, тормозится на переднем торцевом диске с резким повышением давления, что приводит к развороту струи в плоскости диска поперек продольной оси ПУ, в том числе в направлении к воздухозаборникам вертолета. Попадание имеющей высокую скорость горячей струи газа в воздухозаборники резко искажает картину потока воздуха в турбовальных двигателях вертолета, что приводит к их помпажу со снижением оборотов или их полной остановки, создавая тем самым аварийную обстановку. Работа двигателя вертолета в режиме помпажа приводит к его разрушению из-за недопустимого повышения температуры газов перед турбиной и потери прочности ее лопаток, поэтому при возникновении помпажа двигатель должен быть переведен в режим «малый газ», на котором помпаж исчезнет сам собой или отключен. Рост температуры газов может достигнуть нескольких сот градусов в секунду и время для принятия решения экипажем ограничено. Проблема усугубляется и тем, что в момент выхода из ПУ факел ракеты, имеющий радиус не менее 1 м, на расстоянии от сопла в 5 м, встречает осевое сопротивление от тупой носовой части ПУ. Это приводит к развороту струи в поперечном направлении и увеличению радиуса факела до 2-3 раз. Все меры по устранению факела догорания за соплом ракеты лишь уменьшают вероятность нарушений нормальной работы двигателя вертолета, но не приводят к их полному устранению. Объясняется это тем, что даже при отсутствии факела догорания температуры в струях достаточно высоки, чтобы вызвать помпаж двигателя вертолета на удалениях ракеты в десятки метров.
Техническая задача настоящей полезной модели состоит в устранении упомянутых выше недостатков, а именно — снижение или полное исключение вредного воздействия факела ракеты, стартующей из ПУ с вертолета, вызывающего неустойчивости работы или заглохание двигателей вертолета.
Техническим результатом, достигаемым при осуществлении настоящей полезной модели, является снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборник при старте ракеты в 2-3 раза.
Поставленная задача с достижением технического результата решается тем, что пусковая установка для авиационных ракет, включающая корпус с силовым набором, пусковые трубы для ракет, установленные в торцевые диски, узел подвески к летательному аппарату и электросистему для подачи пусковых импульсов, снабжена защитным дефлектором, соединенным с промежуточным обтекателем и выполненным с возможностью полного охвата выступающих из корпуса пусковых труб.
Кроме того, промежуточный обтекатель соединен с передним торцевым диском корпуса.
Кроме того, на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб выполнена сквозная перфорация.
Кроме того, промежуточный обтекатель выполнен оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.
Снабжение пусковой установки для авиационных ракет защитным дефлектором, выполненным с возможностью полного охвата верхних частей пусковых труб, и выполнение сквозной перфорации на поверхностях дефлектора и выступающих из корпуса пусковых труб препятствует рассеиванию горячего газа в сторону воздухозаборника вертолета.
Выполнение выходных концов пусковых труб перфорированными исключает возникновение ударно-волновых явлений в пусковых трубах, одновременно снижая температуру газа и отдачу.
Снабжение пусковой установки для авиационных ракет промежуточным обтекателем, размещенным между дефлектором и корпусом, способствует уходу газа, накопленного под дефлектором, назад по потоку воздуха.
Наличие оживальной формы в переходной зоне от обтекателя к обшивке корпуса облегчает вытекание горячего газа из-под обечайки на корпус, в поток холодного воздуха, минуя воздухозаборник двигателя.
Проведенный сопоставительный анализ предложенного технического решения с выявленными аналогами уровня техники, из которого полезная модель явным образом не следует для специалиста по авиационному вооружению, показал, что она не известна, а с учетом возможности промышленного изготовления пусковой установки, можно сделать вывод о ее соответствии критериям патентоспособности.
Предпочтительные варианты исполнения предлагаемого технического решения описываются далее на основе представленных чертежей, где:
на фиг.1 изображена схема воздействия факела на воздухозаборники;
— на фиг.2 представлен общий вид пусковой установки для авиационных ракет;
— на фиг.3 изображена схема прохождения горячих струй газа факела после установки дефлектора.
В графических материалах соответствующие конструктивные элементы пусковой установки для авиационных ракет обозначены следующими позициями:
2. — узел подвески к летательному аппарату;
3. — электросистема для подачи пусковых импульсов;
4. — пусковая труба;
7. — промежуточный обтекатель;
9. — отверстия дефлектора;
10. — отверстия пусковой трубы.
Пусковая установка для авиационных ракет включает в себя корпус 1 с силовым набором, внутри которого смонтированы закрепленные в торцевых дисках корпуса 1 направляющие пусковые трубы 4 для ракет 8, затворы для фиксации ракет (на чертежах не показаны) и электрическую систему 3 для подачи пусковых импульсов. На корпусе 1 установлен узел 2 подвески к летательному аппарату. На переднем торцевом диске корпуса 1 закреплен промежуточный обтекатель 7, имеющий оживальную форму с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки.
Выходные концы направляющих пусковых труб 4 выполнены перфорированными, причем отверстия 10 размещены диаметрально расположенными и выполнены с диаметром 20 мм.
Над пакетом выступающих концов направляющих пусковых труб 4 установлен дефлектор 5 газовых струй, выполненный в виде перфорированной цилиндрической обечайки, которая выполнена с радиусом соответствующим радиусу корпуса 1, причем ее отверстия 9 расположены в шахматном порядке и выполнены с диаметром 20 мм.
Промежуточный обтекатель 7 имеет пять отверстий для фиксации направляющих пусковых труб 4. Цилиндрическая часть промежуточного обтекателя 7 заменяет обшивку передней части корпуса 1 и составляет 1/3 ее длины. Дефлектор 5 крепится к обтекателю 7 пятью кронштейнами 6.
Пусковая установка для авиационных ракет работает следующим образом.
ПУ подвешивается на одиночные балочные держатели вертолета и заряжается пятью НАР, что может обеспечить поражение живой силы и техники, наземного или надводного базирования. Пуск НАР производится как одиночными залпами, так и серией.
После пуска ракеты горячий газ ее факела, находящийся в пусковой трубе 2 под давлением, стравливается в атмосферу через отверстия 10, отдавая при этом значительную часть своей энергии. При выходе ракеты из пусковой трубы, содержащей перфорацию, давление, накопившееся в ней, сбрасывается плавно без ударной волны, уменьшая температуру газа, а так же отдачу. Скопившийся на промежуточном обтекателе 7 газ, распространяющийся поперек продольной оси ПУ, в том числе и в сторону воздухозаборника двигательной установки вертолета, задерживается дефлектором 5 и вытекает из-под него вместе с набегающим потоком воздуха через конусообразную щель в направлении хвостовой части ПУ, минуя воздухозаборники.
Предложенные в техническом решении конструктивные изменения опробованы на опытном образце.
Испытания проводились в наземных условиях на макете вертолета Ми-28 в вариантах:
— штатной ПУ (Б8В20-А, как базовый);
— опытный образец ПУ с заменой штатных труб на перфорированные;
опытный образец ПУ с дополнительно установленным перфорированным дефлектором газовых струй.
В итоге: по результатам испытаний опытного образца ПУ, содержащего реализованные отличительные признаки предлагаемой полезной модели, имеет место значительное снижение температуры воздуха на входе в воздухозаборники вертолета при пусках ракет: со 127,7° при первом варианте испытаний, до 76° — при втором и до 42° — при третьем.
Перфорированный дефлектор газовых струй (цилиндрическая обечайка) совместно с перфорацией направляющих пусковых труб обеспечивает наименьшие температурные воздействия в зоне воздухозаборника по сравнению с другими компоновками, а наличие обтекателя оживальной формы с углом обтекания в 25° к оси пусковой установки обеспечивает плавное обтекание ПУ спутной струей факела с минимальным разворотом в сторону воздухозаборника. Кроме того было установлено, что отраженные струи факела ракеты имеют значительные размеры, но их плотность меньше, чем в других компоновках. Зона догорания раздроблена струями из перфорации и дефлектором газовых струй, причем раздробленные струйки потока горячего газа незначительной плотности имеют малую дальность в направлении воздухозаборника двигательной установки вертолета.
