Изобретение относится к военной технике, конкретно к боевым вертолетам. Назначение вертолета: перехват быстролетящих целей и быстрое перемещение в отдаленный район боевых действий при отсутствии взлетно-посадочной полосы для его базирования.
Боевой вертолет (рис. 1) содержит фюзеляж 1, пилотскую кабину 2, газотурбинный двигатель 3 и кинематически связанный с ним несущий винт 4, предназначенный для обеспечения вертикального взлета боевого вертолета. Несущий винт выполнен из лопастей, количество лопастей несущего винта может быть от 2-х до 4-х. Возможно применение двухрядного несущего винта.
Боевой вертолет дополнительно содержит не менее одной ракетной ступени. В дальнейшем описание выполнено на примере вертолета с двумя ракетными ступенями. Вертолет содержит две ракетные ступени нижнюю (первую) 5 и верхнюю (вторую) 6, соединенные соединительной фермой 7, головную часть вертолета 8, в которой установлен бак горючего 9 (для питания газотурбинного двигателя 3) и блок системы управления 10. К нижней ракетной ступени 5 параллельно ее оси могут быть прикреплены твердотопливные ускорители 11 с ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ) 12, на верхней ракетной ступени 6 установлены четыре поворотных аэродинамических руля 13 с приводами 14. Внутри нижней ракетной ступени 5 установлен, по меньшей мере, один жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 16, содержащий камеру сгорания 17 и турбонасосный агрегат 18. Внутри верхней ракетной ступени 6 установлен жидкостный ракетный двигатель второй ступени 19, содержащий камеру сгорания 20 и турбонасосный агрегат 21.

Внутри корпуса нижней ракетной ступени 5 размещен бак ракетного горючего 22 и бак окислителя 23. Бак ракетного горючего 22 соединен трубопроводом горючего 24, содержащими клапан горючего 25 с двигателем нижней ступени 16. Бак окислителя 23 соединен трубопроводом окислителя низкого давления 26, содержащим клапан окислителя 27 с двигателем первой ступени 16. На верхней ракетной ступени 6 установлена пилотская кабина 2. Внутри нее размещены бак горючего 28 и бак окислителя 29. Бак горючего 28 соединен трубопроводами горючего низкого давления 30, содержащим клапан 31 с жидкостным ракетным двигателем (двигателями) второй ступени 19. Бак окислителя 29 соединен трубопроводами окислителя низкого давления 32, содержащими клапана окислителя 33 с жидкостным ракетным двигателем 19 второй ракетной ступени 6.
Жидкостные ракетные двигатели 16 и 19 верхней 6 и нижней 5 ракетных ступеней могут иметь одинаковую конструкцию. В дальнейшем конструкция жидкостного ракетного двигателя представлена на примере жидкостного ракетного двигателя нижней ступени 16 (рис. 2). Этот жидкостный ракетный двигатель содержат камеру сгорания 17 и турбонасосный агрегат ТНА -18.

Камера сгорания 17 содержит головку 34 камеры сгорания 17, цилиндрическую часть 35 и сверхзвуковое сопло 36. Турбонасосный агрегат ТНА-18 (рис. 2), в свою очередь, содержит насос окислителя 37, насос горючего 38, пусковую турбину 39, установленные в корпусе 40, основную турбину 41, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 18.
Газогенератор 42 установлен над основной турбиной 41 соосно с турбонасосным агрегатом 18 и имеет в верхней части полости «А» и «Б». Корпус 40 может быть общим для турбонасосного агрегата 18 и газогенератора 42 и может иметь необходимые разъемы для обеспечения сборки. Сверхзвуковое сопло 36, выполнено из двух оболочек 43 и 44 с зазором «В», который образует систему регенеративного охлаждения. На наружной поверхности камеры сгорания 17 в ее нижней части установлен коллектор горючего 45. К коллектору горючего 45 подключен основной трубопровод горючего 46, в котором установлен отсечной клапан горючего 47. Также к выходу из насоса горючего 38 подключен дополнительный трубопровод горючего 48 в котором установлен регулятор расхода 49 с приводом 50, клапан горючего 51 и который соединен с полостью «Б» газогенератора 42. Выход из насоса окислителя 37 трубопроводом окислителя 52 через дополнительный отсечной клапан окислителя 53 тоже соединен с газогенератором 42, точнее с полостью «А». В верхней части газогенератора 42 установлены форсунки окислителя 54, форсунки горючего 55 и запальные устройства 56. Аналогичные форсунки 54 и 55 и запальные устройства 56 установлены на камере сгорания 17. Выход из газогенератора 42 соединен с головкой 35 камеры сгорания 17 газоводом 57. К пусковой турбине 39 подстыкован трубопровод 58 с пусковым клапаном 59, предназначенным для запуска пусковой турбины 39, например, воздухом высокого давления, подаваемым с наземного оборудования. К выходу из пусковой турбины 39 подсоединена выхлопная труба 60. Блок управления 10 электрическими связям 61 подсоединен к отсечному клапану горючего 47, к отсечному клапану окислителя 51, дополнительному отсечному клапану горючего 53, приводу 50 регулятора расхода 49 и пусковому клапану 59 .К коллектору горючего 44 подключен продувочный трубопровод 62 с клапаном продувки 63. Продувка осуществляется инертным газом, например, азотом. Твердотопливные ускорители 11 соединены с ракетным блоком нижней ступени 5 при помощи пироболтов 64. На борту боевого вертолета установлено стрелковое оружие 65 (пушки и пулеметы), а в бомбовом отсеке 66 находятся бобы 67.

Для обеспечения вертикального взлета вертолета запускают газотурбинный двигатель 3, который раскручивает несущий винт (несущие винты) 4. Питание топливом газотурбинного двигателя 3 осуществляется из бака горючего 9. Горизонтальное движение вертолета осуществляется за счет ракетных двигателей. Это необходимо для того, чтобы обеспечить максимально возможные скорости перемещения вертолета на большие расстояния для перехвата самолетов, ракет и морских целей.
При запуске ракетной двигательной установки с блока управления 10 подаются сигналы на одновременно на ракетные двигатели твердого топлива 12 твердотопливных ускорителей, при их наличии, и на пусковой клапан 58. Твердое топливо в ракетных двигателях твердого топлива 12 воспламеняется и боевой вертолет за очень короткий промежуток времени разгоняется в горизонтальном направлении до огромных скоростей, которые могут превышать скорость звука. Жидкостный ракетный двигатель нижней ступени 16 запускается в полете через 0,1…0,2 сек. Воздух высокого давления (или инертный газ или продукты газификации однокомпонентного топлива) с ботовой системы (не показано) по трубопроводу 57 подается на пусковую турбину 39 и раскручивает ТНА 18 (точнее его ротор). Давление окислителя и горючего на выходе из насосов окислителя 37 и насоса горючего 38 возрастает. Подается сигнал на открытие отсечных клапанов горючего 47, окислителя 53 и дополнительного отсечного клапана горючего 54. Окислитель и ракетное горючее поступает газогенератор 42. Подается сигнал на запальные устройства 55, топливная смесь в камере сгорания 16 и в газогенераторе 41 воспламеняется.
После выработки твердого топлива подается сигнал на пироболты 64 и твердотопливные ускорители 11 отбрасываются.
После выработки окислителя и горючего из баков 22 и 23 первой ракетной ступени 5 закрываются клапаны 47, 51 и 53, открывается продувочный клапан 62. Первая ракетная ступень 5 отбрасывается посредством пироболтов, установленных в соединительной ферме 7 (не показано). Запускается двигатель второй ступени 19. Регулирования тяги осуществляется и блока управления 10 подачей сигналов на привода 14 соответствующих двигателей. Управление при полете осуществляется аэродинамическими рулями 13. Для посадки и зависания над целью используют газотурбинный двигатель 3 с несущим винтом (несущими винтами) 4.
Стрелковое оружие 65 позволяет поражать цели, находящиеся перед вертолетом и за ним, а наличие бомбового отсека 66 с бомбами 67 производить бомбардировку целей с небольших высот при зависании над целью или при полете с большой скоростью.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно увеличить скорость (до сверхзвуковой) и дальность полета боевого вертолета за счет применения жидкостных ракетных двигателей для всех ступеней многоступенчатой зенитной ракеты и при необходимости — твердотопливных ускорителей.
2. Оптимизировать стартовый вес боевого вертолета за счет применения блока управления и аэродинамических рулей, установленных только на верхней ракетной ступени.
3. Обеспечить хорошую управляемость боевого вертолета как на начальном участке траектории, так и на конечном, за счет установки поворотных аэродинамических рулей на верхней ступени боевого вертолета.
4. Повысить боевую мощь вертолета за счет размещения стрелкового оружия на верхней ракетной ступени.
5. Оптимизировать боевое применение вертолета за счет расширения его возможностей: обеспечения перехвата быстролетящих целей и бомбардировки.

Автор статьи: Патентный поверенный РФ Болотин Николай Борисович