RU196251U1

RU196251U1 - Unmanned Helicopter "SHADOW"

Info

Publication number: RU196251U1
Application number: RU2019120932U
Authority: RU
Inventors: Вячеслав Иванович Котельников
Original assignee: Вячеслав Иванович Котельников
Priority date: 2019-07-02
Filing date: 2019-07-02
Publication date: 2020-02-21

Abstract

Беспилотный вертолет "Тень" является многоцелевым малозаметным беспилотным летательным аппаратом вертикального взлета и посадки, с "полезной" нагрузкой от 150 кг до 3000 кг, в зависимости от типоразмера, и может быть использован для перемещения грузов, тушения пожаров, доставки гуманитарной помощи, а также может применяться как носитель различного вооружения и спецтехники, а из-за простоты конструкции, низкой материалоемкости и, соответственно, низкой себестоимости, может использоваться одноразово, как мобильное подрывное устройство большой мощности, например: для разрушения ледяных заторов. Вертолет содержит фюзеляж, шасси, топливный бак, несущий винт (НВ), расположенный и смонтированный посредством втулки на направляющем стакане, закрепленного на верхней части фюзеляжа, а на направляющем стакане так же смонтирован автомат перекоса с встроенными приводами управления общим и циклическим шагом НВ, при этом силовая установка выполнена в виде многотопливных центробежных реактивных детонационных двигателей, к тому же, для путевого управления и парирования реактивного момента НВ, имеются асинхронные поворотные кили. При этом вертолет снабжен стартером-генератором, а на нижней части фюзеляжа имеются элементы крепления, сброса или запуска "полезного" груза, к тому же несущий винт снабжен съемным кольцевым кожухом (импеллером) с наружным обтекателем, а лопасти НВ установлены во втулку упругими осями, выполненными в виде торсионов. Технический результат заключается в повышении безопасности вертолета, в сложных условиях эксплуатации, увеличение КПД несущего винта и, соответственно, грузоподъемности, а многотопливность и экономичность силовой установки увеличивает автономность вертолета, при этом применение асинхронных поворотных килей и торсионное крепление лопастей НВ улучшает его маневренность. 8 з.п. ф-лы, 16 ил.Unmanned helicopter "Shadow" is a multi-purpose inconspicuous unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing, with a "payload" of 150 kg to 3000 kg, depending on the size, and can be used to move goods, extinguish fires, deliver humanitarian aid, and can be used as a carrier of various weapons and special equipment, and due to the simplicity of design, low material consumption and, accordingly, low cost, it can be used once, as a mobile demolition device th power, for example: for the destruction of ice jams. The helicopter contains a fuselage, a chassis, a fuel tank, a main rotor (HB) located and mounted by means of a sleeve on a guide cup mounted on the top of the fuselage, and a swash plate with integrated drives for controlling the common and cyclic steps of HB is mounted on the guide cup This power plant is made in the form of multi-fuel centrifugal jet detonation engines, in addition, for directional control and parrying the reactive torque of the HB, there are asynchronous rotary keels. In this case, the helicopter is equipped with a starter-generator, and on the lower part of the fuselage there are fastening, dumping or launching elements of the “payload”, in addition, the main rotor is equipped with a removable annular casing (impeller) with an external fairing, and the HB blades are installed in the sleeve by elastic axes, made in the form of torsion bars. The technical result consists in increasing the safety of the helicopter, in difficult operating conditions, increasing the efficiency of the rotor and, accordingly, lifting capacity, and the multi-fuel and economical power plant increases the autonomy of the helicopter, while the use of asynchronous rotary keels and the torsion mount of the NV blades improves its maneuverability. 8 cp f-ly, 16 ill.

Description

Предлагаемое техническое решение относится к области авиастроения, а конкретно к вертолетостроению и направлено на создание беспилотного многоцелевого летательного аппарата вертикального взлета и посадки, с грузоподъемностью от 150 кг до 3000 кг, и может быть использован для перемещения грузов, тушения пожаров, доставки гуманитарной помощи и средств спасения, а также может применяться как носитель различного вооружения, спецтехники и решения задач, требующих зависания и высокой маневренности, а из-за простоты конструкции, низкой материалоемкости и, соответственно, низкой себестоимости, может использоваться одноразово для специальных задач.The proposed technical solution relates to the field of aircraft construction, and specifically to helicopter engineering and is aimed at creating an unmanned multi-purpose aircraft of vertical take-off and landing, with a carrying capacity of 150 kg to 3,000 kg, and can be used to move cargo, extinguish fires, deliver humanitarian aid and funds rescue, and can also be used as a carrier of various weapons, special equipment and solving problems requiring freezing and high maneuverability, and due to the simplicity of design, low material capacity and, accordingly, low cost, can be used once for special tasks.

Известен одновинтовой беспилотный летательный аппарат "Виджилент 502" и созданный на его базе БПЛА "ARSS" (автономная винтокрылая снайперская система), описанные в литературе: "Современные винтокрылые беспилотные летательные аппараты", О.А. Завалов, А.Д. Маслов, 2008 (с. 128 - с. 140).Known single-rotor unmanned aerial vehicle "Vigilent 502" and created on its basis UAV "ARSS" (autonomous rotorcraft sniper system), described in the literature: "Modern rotorcraft unmanned aerial vehicles", O.A. Zavalov, A.D. Maslov, 2008 (p. 128 - p. 140).

Вертолет выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом и одним поршневым двигателем, имеет фюзеляж ферменной конструкции и полозковое шасси. Взлетная масса вертолета 499 кг, а "полезная" нагрузка до 100 кг, управление дистанционное.The helicopter is made according to a single-rotor scheme with a tail rotor and one piston engine, has a truss fuselage and a skid gear. The take-off weight of the helicopter is 499 kg, and the “payload” is up to 100 kg, remote control.

Недостатком одновинтового беспилотного вертолета при эксплуатации, является то, что до 30%-40% мощности двигателя расходуется на привод рулевого винта, который создает силу тяги, потребную для компенсации крутящего момента несущего винта (реактивного момента), а также рулевой винт не рационально увеличивает габариты вертолета, утяжеляет конструкцию вертолета, демаскирует его, а обладая значительной "парусностью", рулевой винт усложняет точное путевое управление (прицеливание) вертолета.The disadvantage of a single-rotor unmanned helicopter during operation is that up to 30% -40% of the engine power is spent on the tail rotor drive, which creates the traction force required to compensate the rotor torque (reactive torque), and the tail rotor does not rationally increase the dimensions a helicopter, makes the helicopter heavier, unmasks it, and having significant “windage”, the tail rotor complicates the exact directional control (aiming) of the helicopter.

Так же известен "Реактивный вертолет В-7" созданный в ОКБ им. М.Л. Миля, (https://youtu.be/ephAQK5QOOc; www/aviastar.org/v-7; Г. Лазарев, журнал "Техника-Молодежи", №4 - 1999 г.), при этом вертолет "В-7" создавался как опытный, для отработки основной идеологии "Сверхтяжелого вертолета-крана "В-16" с грузоподъемностью от 40 до 100 тонн, с установкой реактивных приводов ТРД на концах лопастей несущего винта.Also known is the "V-7 Jet Helicopter" created at the Design Bureau named after M.L. Milya (https://youtu.be/ephAQK5QOOc; www / aviastar.org / v-7; G. Lazarev, Technika-Molodezhi magazine, No. 4 - 1999), with the helicopter V-7 It was created as an experimental one, for working out the basic ideology of the “V-16 Superheavy Helicopter Crane” with a lifting capacity of 40 to 100 tons, with the installation of jet turbojet drives at the ends of the rotor blades.

Конструкция вертолета "В-7" представляет собой цельнометаллический каплевидный фюзеляж, а в верхней части фюзеляжа крепится редуктор, состоящий из вала несущего винта и привода вспомогательных агрегатов и рулевого винта. На оси вала несущего винта установлена втулка с лопастями и автомат перекоса. Топливный бак находится в нижней части фюзеляжа, а насос подает горючее в топливный регулятор, из которого оно поступает в коллектор вала несущего винта и оттуда, под действием центробежных сил, поступает к ТРД модели АИ-7, размещенных на концах двухлопастного несущего винта. Путевое управление вертолета, осуществляется хвостовым оперением и рулевым винтом, находящихся в индуктивном воздушном потоке, при этом в нижней части фюзеляжа установлено полозковое шасси.The design of the "B-7" helicopter is an all-metal teardrop-shaped fuselage, and a gearbox, consisting of a rotor shaft and an auxiliary unit drive and a tail rotor, is attached to the upper part of the fuselage. A sleeve with blades and a swash plate are installed on the axis of the rotor shaft. The fuel tank is located in the lower part of the fuselage, and the pump supplies fuel to the fuel regulator, from which it enters the rotor shaft manifold and from there, under the action of centrifugal forces, enters the AI-7 turbofan engine located at the ends of the two-bladed main rotor. The directional control of the helicopter is carried out by the tail and tail rotor located in the inductive air flow, while a skid gear is installed in the lower part of the fuselage.

Благодаря огромной исследовательской и конструкторской работе ОКБ им. М.Л. Миля над вертолетом "В-7", удалось выявить и уточнить все теоретические и технические проблемы вертолетов с реактивными двигателями на концах лопастей несущего винта.Thanks to the huge research and design work of the Design Bureau named after M.L. Mile over the V-7 helicopter, it was possible to identify and clarify all the theoretical and technical problems of helicopters with jet engines at the ends of the rotor blades.

Недостатком конструкции вертолета "В-7" является то, что хвостовое оперение находится слишком низко, по отношению к несущему винту и, не в "чистом" индуктивном потоке, а в турбулентном (спутном), а так же неудачный выбор двигателей ТРД, рассчитанных и спроектированных для эксплуатации в режиме линейного перемещением, ведь такая же проблема возникала при всех попытках установить реактивные двигатели ПВРД и ПуВРД в аналогичных проектах вертолетов с реактивными двигателями на концах лопастей.The design flaw of the "B-7" helicopter is that the tail is too low in relation to the rotor and not in the "clean" inductive flux, but in the turbulent (satellite), as well as an unsuccessful choice of turbojet engines designed and designed for operation in linear displacement mode, because the same problem arose with all attempts to install rocket propelling engines and PuVRD in similar projects of helicopters with jet engines at the ends of the blades.

Любой реактивный двигатель, если он специально не спроектирован для эксплуатации в поле центробежных сил, не будет полностью выполнять свою функцию, так как, например: гироскопический момент ТРД практически невозможно уравновесить в условиях гироскопического момента несущего винта, при этом центробежные силы от вращения лопасти, суммируются с центробежными силами от вращения турбины и компрессора ТРД, а это снижает ресурс двигателя в сотни раз, к тому же смазка, подача топлива, "плазма" горящего топлива в таком двигателе, так же находятся в центробежном поле и смещаются к одной внутренней стороне двигателя, "съедая" 50% и более его тяговых характеристик.Any jet engine, if it is not specifically designed for operation in the field of centrifugal forces, will not fully fulfill its function, since, for example: the gyroscopic moment of the turbojet engine is almost impossible to balance under the gyroscopic moment of the rotor, while the centrifugal forces from the rotation of the blade are summed with centrifugal forces from the rotation of the turbine and the turbofan engine compressor, and this reduces the engine resource by hundreds of times, in addition, lubrication, fuel supply, and “plasma” of burning fuel in such an engine are also located in a centrifugal field and are shifted to one inner side of the engine, "eating" 50% or more of its traction characteristics.

Так же известен "Несущий винт с реактивным приводом для вертолетов", RU 2059536 С1, В64С 27/18, который содержит лопасти, стенки которых образуют воздуховоды, соединенные с источником сжатого воздуха, при этом часть воздуховодов соединена с продольными щелями на верхней части передней кромке лопасти для выдувания воздуха и создания аэродинамических сил управления, а другая часть воздуховодов соединена с реактивными соплами, размещенными в концевых сечениях лопастей, где так же размещены топливные форсунки с системой зажигания, при этом источник сжатого воздуха выполнен в виде компрессора, вал которого кинематически связан с лопастями несущего винта, взаимодействующего с центральной шестерней, закрепленной на валу компрессора.Also known is the "Rotor with a jet drive for helicopters", RU 2059536 C1, B64C 27/18, which contains blades, the walls of which form air ducts connected to a source of compressed air, while part of the ducts are connected with longitudinal slots on the upper part of the leading edge blades for blowing air and creating aerodynamic control forces, and the other part of the air ducts is connected to jet nozzles located in the end sections of the blades, where fuel nozzles with an ignition system are also located, while the source zhatogo air compressor is designed as a shaft which is kinematically connected to the blades of the rotor, interacting with a central gear fixed on the compressor shaft.

Недостатком конструкции несущего винта вертолета с реактивным приводом, является то, что аэродинамическое управление лопастей несущего винта, воздушными потоками, выходящими на верхней части лопастей, будет не стабильным из-за зависимости их аэродинамических характеристик от азимутного положения каждой лопасти во время вращения и перемещения вместе с вертолетом, при этом подача воздуха на верхнею часть лопастей, увеличит давление воздуха с этой стороны лопастей, что приведет к снижению их подъемной силы. К тому же кинематическая сложность комлевого крепления лопастей к корпусу компрессора и расположение топливного бака в обечайке воздухозаборника компрессора, в целом усложняет несущий винт и вертолет, а реактивные сопла на концах лопастей не получают весь объем нагнетаемого воздуха из-за его расходования на аэродинамическое управление и ламинарное сопротивление в протяженных каналах лопастей, к тому же расположение топливных форсунок в каналах воздуховодов, может дать только факельное горение топлива, преимущественно вне реактивного сопла.A design flaw of a rotor of a jet helicopter with a jet drive is that the aerodynamic control of the rotor blades by the air flows exiting on the upper part of the blades will be unstable due to the dependence of their aerodynamic characteristics on the azimuthal position of each blade during rotation and movement together with by helicopter, while the air supply to the upper part of the blades will increase the air pressure on this side of the blades, which will lead to a decrease in their lifting force. In addition, the kinematic complexity of the knotted attachment of the blades to the compressor housing and the location of the fuel tank in the shell of the compressor air intake generally complicates the rotor and the helicopter, and the jet nozzles at the ends of the blades do not receive the entire volume of injected air due to its expenditure on aerodynamic control and laminar the resistance in the extended channels of the blades, in addition, the location of the fuel nozzles in the ducts, can only provide flare combustion, mainly outside the reactive about the nozzle.

В качестве наиболее близкого аналога, по наличию признаков, сходных с существенными признаками заявляемого устройства, принята конструкция: "Вертолет "Клен" с изменяемой центровкой", RU 168875 U1, В64С 27/06 (27/18), 24.08.2016.As the closest analogue, by the presence of signs similar to the essential features of the claimed device, the design adopted: "Helicopter" Maple "with variable centering", RU 168875 U1, B64C 27/06 (27/18), 08/24/2016.

Вертолет является модульным, за счет наличия быстросъемных элементов конструкции, и имеет фюзеляж, шасси, двигательную установку, выполненную в виде центробежных реактивных детонационных двигателей (ЦРДД) установленных на концевых частях лопастей несущего винта, автомат перекоса (Краб) с встроенными приводами управления циклическим и общим шагом несущего винта, расположенного над фюзеляжем и смонтированного посредством втулки на направляющем стакане вместе с автоматом перекоса, при этом парирование реактивного момента вращающегося несущего винта и путевое управление осуществляется управляемым поворотным килем установленным на хвостовой балке и находящегося в индуктивном потоке воздуха, а в нижней части фюзеляжа установлены средства управления и эксплуатации вертолета.The helicopter is modular, due to the presence of quick-detachable structural elements, and has a fuselage, landing gear, a propulsion system made in the form of centrifugal jet detonation engines (CRD) mounted on the end parts of the rotor blades, a swash plate (Crab) with integrated cyclic and common control drives pitch rotor located above the fuselage and mounted by means of a sleeve on the guide cup together with the swash plate, while parrying the reactive moment of the rotating esuschego screw and track control is controlled rotary fin mounted on the tail boom and being in the inductive air flow, and in the lower part of the fuselage mounted controls and operation of the helicopter.

При этом фюзеляж выполнен в виде силовых стоек соединенных между собой силовой стенкой, с задней стороны которой установлены топливные баки, а с передней стороны, на пилонах, смонтированы ручки управления, средства установки полезного груза и кресло пилота, к тому же на пилонах установлены средства управления автоматом перекоса, путевого управления и управления двигателями, а так же средства контроля оборотов несущего винта, пространственного положения вертолета, уровня топлива в топливных баках и др. При этом встроенные приводы автомата перекоса и привод поворотного киля, выполнены гидравлическими, а привод изменения центровки выполнен электромеханическим, к тому же раскрутка несущего винта перед запуском двигателей, осуществляется внешним стартером.At the same time, the fuselage is made in the form of power racks interconnected by a power wall, on the rear side of which fuel tanks are installed, and on the front side, on the pylons, control handles, means for setting the payload and the pilot's seat are mounted, in addition, control pylons are installed automatic swashplate, track and motor control, as well as rotor speed control, helicopter spatial position, fuel level in fuel tanks, etc. At the same time, automatic and the skew and the rotary keel drive are hydraulic, and the centering change drive is electromechanical, in addition, the rotor is untwisted before the engines are started, by an external starter.

Недостатками ближайшего аналога, является то, что отсутствие в конструкции вертолета стартера и генератора затрудняет его эксплуатацию вне "базы", а так же увеличивает время на его подготовку к использованию, к тому же, осуществление парирования реактивного момента несущего винта и путевое управление одним поворотным килем, снижает его эффективность при маневрировании вертолета из-за разницы угла поворота киля, при повороте вертолета влево или вправо по курсу при одновременном парировании реактивного момента несущего винта.The disadvantages of the closest analogue are that the lack of a starter and generator in the helicopter design makes it difficult to operate outside the "base", and also increases the time for its preparation for use, in addition, the implementation of the parity of the rotor torque and directional control of one rotary keel , reduces its effectiveness when maneuvering the helicopter due to the difference in the angle of rotation of the keel, when turning the helicopter left or right in the direction of the head while simultaneously fending off the rotor torque.

При этом, из-за незначительного вертикального размера, вертолет может быть, при вращении несущего винта, опасным при обслуживании на стоянке и при полетах в сложной рельефной местности, вблизи строений и в населенных пунктах.At the same time, due to its insignificant vertical size, the helicopter can be dangerous when servicing the rotor when it is parked and when flying in difficult terrain, near buildings and in settlements.

Технической задачей заявленной полезной модели является создание малозаметного многоцелевого беспилотного вертолета с грузоподъемностью от 150 кг до 3000 кг и выше, а так же повышение безопасности эксплуатации беспилотного вертолета в полете и на земле, увеличение его грузоподъемности и маневренности в сложной рельефной местности и в населенных пунктах, упрощение конструкции, а так же упрощение предполетного обслуживания, загрузки и выгрузки "полезного" груза и, использование для полета различного углеводородного топлива, спирта и газового топлива.The technical task of the claimed utility model is the creation of a low-visibility multi-purpose unmanned helicopter with a carrying capacity of 150 kg to 3,000 kg and higher, as well as improving the safety of unmanned helicopter operation in flight and on the ground, increasing its carrying capacity and maneuverability in difficult terrain and in settlements, simplification of the design, as well as simplification of preflight maintenance, loading and unloading of “useful” cargo, and the use of various hydrocarbon fuels, alcohol and gases for the flight of fuel.

Данная задача решается за счет того, что беспилотный вертолет содержит фюзеляж, шасси, топливный бак, несущий винт, расположенный и смонтированный посредством втулки на направляющем стакане, закрепленного на верхней части фюзеляжа, при этом на направляющем стакане так же смонтирован автомат перекоса, с встроенными приводами управления общим и циклическим шагом несущего винта, а силовая установка выполнена в виде центробежных реактивных детонационных двигателей (ЦРДД), установленных в концевых частях лопастей несущего винта, а для путевого управления имеется поворотный киль, расположенный под лопастями несущего винта и установленный на оси вращения привода, а к верхней части фюзеляжа, параллельно плоскости вращения несущего винта, радиально, равномерно и на одной оси закреплены несущие штанги, на одной из которых закреплен привод с поворотным килем путевого управления, а на другой несущей штанге закреплен привод, на оси вращения которого, установлен дополнительный поворотный киль, при этом лопасти несущего винта соединены с втулкой посредством упругих осей, выполненных в виде торсионов.This problem is solved due to the fact that the unmanned helicopter contains a fuselage, landing gear, a fuel tank, a main rotor located and mounted by means of a sleeve on a guide cup mounted on the top of the fuselage, while a swash plate with mounted drives is also mounted on the guide cup control the common and cyclic pitch of the rotor, and the power plant is made in the form of centrifugal jet detonation engines (CRD) installed in the end parts of the rotor blades, and for track of the control there is a rotary keel located under the rotor blades and mounted on the axis of rotation of the drive, and to the upper part of the fuselage, parallel to the plane of rotation of the rotor, support rods are fixed radially, uniformly and on the same axis, on one of which is mounted a drive with a rotary keel directional control, and on another carrier rod the drive is fixed, on the axis of rotation of which an additional rotary keel is installed, while the rotor blades are connected to the sleeve by means of elastic axes made x as torsions.

На верхней части направляющего стакана может быть установлен и закреплен сферический защитный экран из композитного радиопрозрачного материала для размещения под ним приемопередающих элементов связи, управления и навигации, к тому же нижняя часть сферического экрана, может быть выполнена в виде защитного кожуха стартера-генератора, который установлен и закреплен между втулкой и направляющим стаканом, при этом в стартер-генератор встроен датчик оборотов несущего винта.On the upper part of the guide cup, a spherical protective shield made of composite radio-transparent material can be mounted and fixed to place transceiver elements of communication, control and navigation under it, and the lower part of the spherical screen can be made in the form of a protective casing of the starter-generator, which is installed and is fixed between the sleeve and the guide cup, while the rotor speed sensor is integrated in the starter-generator.

Поворотный киль путевого управления, дополнительный поворотный киль и их приводы могут быть выполнены аналогичными друг другу, установлены и закреплены на несущих штангах симметрично относительно оси вращения несущего винта и снабжены датчиками углового положения килей.The rotary keel of the directional control, the additional rotary keel and their drives can be made similar to each other, mounted and fixed on the supporting rods symmetrically with respect to the axis of rotation of the rotor and are equipped with sensors for the angular position of the keels.

Фюзеляж вертолета, может быть выполнен в виде полой, вертикальной конструкции округлой формы, расположенной по оси вращения несущего винта, а в фюзеляже установлены и смонтированы средства управления и эксплуатации, при этом к нижней части фюзеляжа прикреплена силовая платформа, а топливный бак, в виде нескольких секций, расположен вокруг фюзеляжа и закреплен к его нижней части.The helicopter fuselage can be made in the form of a hollow, vertical rounded structure located along the rotor axis of rotation of the rotor, and control and operation tools are installed and mounted in the fuselage, while a power platform is attached to the bottom of the fuselage, and the fuel tank is in the form of several sections, located around the fuselage and fixed to its lower part.

Шасси может быть закреплено по внешнему периметру силовой платформы и выполнено в виде нескольких упругих стоек с опорными посадочными элементами в их нижних частях, при этом на нижней части силовой платформы могут быть крепежные устройства для крепления, запуска и сброса полезного груза, а на верхней части силовой платформы могут быть съемные крепежные элементы в виде рым-колец, для перемещения вертолета при его установке на крупногабаритный полезный груз и снятия с него.The chassis can be fixed along the outer perimeter of the power platform and is made in the form of several elastic struts with supporting landing elements in their lower parts, while on the lower part of the power platform there can be fastening devices for fastening, launching and dumping the payload, and on the upper part of the power platforms can be removable fasteners in the form of eye rings to move the helicopter when it is installed on a large payload and removed from it.

Несущие штанги, на которых могут быть установлены поворотные кили, закреплены к верхней части фюзеляжа, посредством силовых фитингов, которые выполнены за одно целое с этими штангами, при этом несущие штанги состоят из двух частей и, имеют трубчатую телескопическую конструкцию, а внешние части, с меньшим диаметром, являются съемными и установлены внутрь закрепленных частей, и могут фиксироваться на определенном радиусе от оси вращения несущего винта.Bearing rods, on which rotary keels can be mounted, are fixed to the upper part of the fuselage, by means of power fittings, which are made integrally with these rods, while the bearing rods consist of two parts and have a tubular telescopic design, and the outer parts, with smaller diameter, are removable and installed inside the fixed parts, and can be fixed at a certain radius from the axis of rotation of the rotor.

Несущий винт, может быть снабжен съемным защитным кольцевым кожухом, для чего, к верхней части фюзеляжа, радиально и равномерно, закреплены съемные дополнительные несущие штанги, с телескопическими внешними частями, аналогичные несущим штангам с установленными поворотными килями, при этом защитный кожух скреплен, своей нижней частью, с возможностью съема, с внешними телескопическими частями дополнительных несущих штанг и штанг с поворотными килями, при этом кольцевой кожух может быть изготовлен из композитного материала с ребрами жесткости с внешней стороны, на которой выполнен обтекатель кожуха из вспененного конструкционного материала.The rotor can be equipped with a removable protective ring casing, for which, to the upper part of the fuselage, removable additional supporting rods are fixed radially and evenly, with telescopic external parts, similar to the supporting rods with rotary keels installed, while the protective casing is fastened with its lower part, with the possibility of removal, with external telescopic parts of additional supporting rods and rods with rotary keels, while the annular casing can be made of composite material with gesture ribs awns from the outside, on which the casing is made of expanded structural radome material.

На направляющем стакане может быть смонтирован вращающийся коллектор для соединения топливных и электрических коммуникаций в фюзеляже с коммуникациями в лопастях несущего винта и в двигателях ЦРДД.A rotating collector can be mounted on the guide cup to connect the fuel and electrical communications in the fuselage to the communications in the rotor blades and in the engines of the CRD.

Встроенные приводы автомата перекоса, могут быть снабжены датчиками положения исполнительных элементов приводов.Built-in drives of the swashplate can be equipped with position sensors of actuators.

Технический результат, обеспеченный приведенной совокупностью признаков, является повышение безопасности беспилотного вертолета, в определенных условиях его эксплуатации, за счет применения съемного кольцевого кожуха несущего винта, который так же увеличивает КПД несущего винта и соответственно грузоподъемность вертолета, а выполнение фюзеляжа вертикальным и расположение его по оси несущего винта, исключает экранирование им нисходящего воздушного потока, так же обеспечена многотопливность вертолета, за счет использования центробежных реактивных детонационных двигателей (ЦРДД), при этом улучшилась маневренность вертолета, за счет дополнительного поворотного киля с автономным приводом и применения упругих (торсионных) осей лопастей несущего винта, а так же сократилось время подготовки к полету, за счет возможности установки вертолета на подготовленный габаритный груз, с последующим его снятием, или сброс груза в пункте назначения, при этом увеличилась автономность вертолета за счет экономичности двигателей и сократилось время подготовки его к эксплуатации, за счет использования стартера-генератора с встроенным датчиком оборотов несущего винта, что так же упрощает конструкцию и структуру системы дистанционного и автономного управления беспилотным вертолетом.The technical result provided by the given set of features is to increase the safety of an unmanned helicopter, in certain conditions of its operation, through the use of a removable ring rotor casing, which also increases the efficiency of the rotor and, accordingly, the carrying capacity of the helicopter, and the fuselage is vertical and its axis is placed the main rotor, eliminates the shielding of the downward air flow by it, the multi-fuel capacity of the helicopter is also ensured, through the use of a centrif nuclear reactive detonation engines (CRDD), while improving the maneuverability of the helicopter due to the additional rotary keel with an autonomous drive and the use of elastic (torsion) axes of the rotor blades, as well as reduced preparation time for the flight, due to the possibility of installing the helicopter on the prepared outline cargo, with its subsequent removal, or dumping of cargo at the destination, while increasing the autonomy of the helicopter due to the efficiency of engines and reduced the time it takes to prepare it for operation, for using a starter-generator with a built-in sensor rotor speed, which also simplifies the design and structure of the system for remote and autonomous control of an unmanned helicopter.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежами, схемами и фотографией, на которых изображено.The essence of the proposed technical solution is illustrated by drawings, diagrams and photographs, which depict.

На Фиг. 1 - Общий вид беспилотного вертолета, вид спереди, где показан фюзеляж с закрепленной, к его нижней части, силовой платформой, с крепежными элементами, на ее нижней стороне, для крепления, запуска или сброса груза, а на верхней части силовой платформы, установлены такелажные элементы для установки и снятия вертолета с габаритного "полезного" груза, так же показано шасси и топливный бак, а к верхней части фюзеляжа, закреплен направляющий стакан с установленным на нем, автоматом перекоса несущего винта с втулкой, в которую, своими осями, установлены лопасти, а в лопастях установлены двигатели с воздухозаборниками на передней кромке лопастей и эжекторы на концах лопастей, а на верхней части направляющего стакана и втулке, установлен сферический кожух и стартер-генератор, при этом по периметру верхней части фюзеляжа, показаны закрепленные телескопические несущие штанги с установленными поворотным килем путевого управления и дополнительным поворотным килем, а так же показан съемный кольцевой кожух несущего винта, установленный и закрепленный, на съемных, телескопических несущих штангах и на несущих штангах с установленными поворотными килями.In FIG. 1 - General view of an unmanned helicopter, a front view showing the fuselage with a fixed power platform, to its lower part, with fasteners, on its lower side, for fastening, launching or dumping cargo, and rigging is installed on the upper part of the power platform elements for installing and removing the helicopter from the overall "payload", the chassis and fuel tank are also shown, and to the upper part of the fuselage, a guide cup is fixed with a rotor automatic rotor with a sleeve mounted on it, in which, with its own axes, it is installed the blades, and in the blades installed engines with air intakes on the leading edge of the blades and ejectors at the ends of the blades, and on the upper part of the guide glass and the sleeve, a spherical casing and a starter-generator are installed, while fixed telescopic load-bearing rods are shown along the perimeter of the upper fuselage with installed rotary keel of directional control and an additional rotary keel, as well as a removable rotor casing mounted and fixed on removable, telescopic carriers rods and on supporting rods with rotary keels installed.

На Фиг. 2 - Вид А согласно Фиг. 1, где показан вертолет, вид сверху, лопасти несущего винта с установленными двигателями, воздухозаборники на передней кромке лопастей, эжекторы, съемный кольцевой кожух несущего винта, съемные несущие штанги, силовая платформа, топливный бак, шасси, а так же показано направление вращения несущего винта по стрелке "И".In FIG. 2 - View A according to FIG. 1, which shows a helicopter, a top view, the rotor blades with installed engines, air intakes on the leading edge of the blades, ejectors, a removable rotor casing, removable bearing rods, a power platform, a fuel tank, a chassis, and also shows the direction of rotation of the rotor on the arrow "And."

На Фиг. 3 - Вид Б согласно Фиг. 2, где показан вертолет со снятым съемным кольцевым кожухом несущего винта и снятыми съемными телескопическими штангами, при этом на телескопических несущих штангах с установленными поворотными килями, сняты внешние части этих штанг.In FIG. 3 - View B according to FIG. 2, where a helicopter is shown with the removable annular rotor casing removed and the removable telescopic rods removed, with the outer parts of these rods being removed on the telescopic supporting rods with mounted rotary keels.

На Фиг. 4 - Вид В согласно Фиг. 3, где показан вертолет, вид сверху, со снятыми съемными несущими телескопическими штангами и снятым кольцевым кожухом несущего винта, а так же показаны лопасти несущего винта, двигатели, воздухозаборники, эжекторы на концах лопастей, топливный бак, силовая платформа, шасси и сферический кожух, а так же показано направление вращения несущего винта по стрелке "И".In FIG. 4 - View B according to FIG. 3, where a helicopter is shown, a top view with removed removable supporting telescopic rods and a removed rotor casing, as well as main rotor blades, engines, air intakes, ejectors at the ends of the blades, a fuel tank, a power platform, a chassis and a spherical casing, and also shows the direction of rotation of the rotor in the direction of the arrow "AND".

На Фиг. 5 - Сечение Г-Г согласно Фиг. 1, где показаны в разрезе: фюзеляж, направляющий стакан, втулка с установленными в нее упругими осями лопастей (повернуты на 90°), автомат перекоса с встроенным приводом управления циклическим шагом и его задающий - управляющий привод, а так же привод общего шага несущего винта и датчики положения исполнительных элементов этих приводов, а так же вращающейся коллектор, стартер-генератор, сферический кожух, электрические и топливные коммуникации.In FIG. 5 is a section GG according to FIG. 1, which shows in section: a fuselage, a guide cup, a sleeve with elastic blades axes installed in it (rotated 90 °), a swash plate with a built-in cyclic pitch control drive and its master - a control drive, as well as a rotor common pitch drive and position sensors of the executive elements of these drives, as well as a rotating collector, starter-generator, spherical casing, electrical and fuel communications.

На Фиг. 6 - Вид Д согласно Фиг. 1, где показан поворотный киль путевого управления с продольными вырезами, его привод поворота с датчиком поворота, и опорный кронштейн оси киля.In FIG. 6 - View D according to FIG. 1, which shows a rotary keel of track control with longitudinal cuts, its rotation drive with a rotation sensor, and a support bracket for the axis of the keel.

На Фиг. 7 - Вид Е согласно Фиг. 1, где показан дополнительный поворотный киль с продольными вырезами, его привод поворота с датчиком поворота и опорный кронштейн оси киля.In FIG. 7 - View E according to FIG. 1, which shows an additional rotary keel with longitudinal cuts, its rotation drive with a rotation sensor and a support bracket for the axis of the keel.

На Фиг. 8 - Вид Ж согласно Фиг. 1, где показаны: компоновка двигателя ЦРДД, установленного в лопасти несущего винта с направлением вращения по стрелке "И", воздухозаборник, реактивное сопло двигателя и его эжектор, а так же коммуникации в лопастях.In FIG. 8 - View G according to FIG. 1, which shows: the layout of the engine of the CRDD installed in the rotor blades with the direction of rotation in the direction of the arrow "I", the air intake, the jet nozzle of the engine and its ejector, as well as communications in the blades.

На Фиг. 9 - Фотография двигателя ЦРДД, где показан: смонтированный двигатель в концевой части лопасти (верхний обтекатель снят), эжектор в конце лопасти, воздухозаборник на передней кромке лопасти (вынесено), сферический кожух.In FIG. 9 - Photo of the engine of the CRDD, which shows: the mounted engine in the end part of the blade (the upper cowl is removed), the ejector at the end of the blade, the air intake on the front edge of the blade (removed), a spherical casing.

На Фиг. 10 - Вид К согласно Фиг. 2, где показан фрагмент съемного кольцевого, защитного кожуха несущего винта с элементом крепления кожуха на внешних частях несущих штанг вертолета.In FIG. 10 - View K according to FIG. 2, where a fragment of a removable annular, rotor protective casing with a casing fastening element on the outer parts of the helicopter carrier rods is shown.

Фиг. 11 - Вид Л согласно Фиг. 5, где показан стартер-генератор, его ротор с постоянными магнитами, закрепленный на верхней части втулки, с направлением вращения по стрелке "И", и статор с катушками обмотки, а так же показана обмотка датчика оборотов несущего винта.FIG. 11 - View A according to FIG. 5, which shows the starter-generator, its rotor with permanent magnets, mounted on the upper part of the sleeve, with the direction of rotation in the direction of the arrow “I”, and the stator with winding coils, and also shows the winding of the rotor speed sensor.

Фиг. 12 - Сечение М-М согласно Фиг. 5, где показано расположение штоков - толкателей встроенного привода управления циклическим шагом несущего винта, расположенного на фланце в нижней части ползуна автомата перекоса, а так же показано крепление штока привода управления общим шагом несущего винта (далее возможно сокращение - НВ) к нижней части ползуна.FIG. 12 - Section MM according to FIG. 5, which shows the location of the rods - pushers of the integrated rotor pitch control rotor drive located on the flange at the bottom of the slider of the swash plate, and also shows the mounting of the rotor pitch of the rotor drive of the common rotor pitch (hereinafter referred to as reduction - HB) to the lower part of the slider.

Фиг. 13 - Вид Н согласно Фиг. 5, где показано расположение штоков-толкателей задающего, управляющего привода управления циклическим шагом несущего винта по отношению к диску - имитатору кольца управления автомата перекоса (далее возможно сокращение - АП), а так же показаны места шарнирного крепления штоков электромеханических приводов диска-имитатора, при этом штоки закреплены по осям диска, которые соответствуют продольному управлению (тангажу) и поперечному управлению (крену) вертолета, а на одной из этих осей, к боковой части кольца-имитатора, закреплен цилиндрический палец-фиксатор от проворачивания диска, который установлен в паз направляющей вилки.FIG. 13 - View H according to FIG. 5, which shows the location of the pusher rods of the master, control rotor pitch cyclic step drive relative to the disk - the simulator of the swash plate of the swash plate (hereinafter referred to as abbreviation - AP), and also shows the places of hinging the rods of the electromechanical drives of the simulator disk, when the rods are fixed along the axes of the disk, which correspond to the longitudinal control (pitch) and lateral control (roll) of the helicopter, and on one of these axes, to the side of the simulator ring, a cylinder is fixed Cue the finger-lock against rotation disk, which is mounted in the groove of the guide fork.

Фиг. 14 - Вид О согласно Фиг. 5, где показана упругая ось лопасти несущего винта в разрезе, выполненная в виде многослойного трубчатого торсиона с эластичным защитным кожухом.FIG. 14 - View O according to FIG. 5, which shows the elastic axis of the rotor blade in section, made in the form of a multilayer tubular torsion bar with an elastic protective casing.

Фиг. 15 - Блок-схема системы управления беспилотным вертолетом (далее возможно сокращение - СУ), где условно показана общая структура и состав блок-схемы, состоящей из бортовых и внешних элементов управления.FIG. 15 is a block diagram of a control system for an unmanned helicopter (hereinafter referred to as abbreviation - SU), where the general structure and composition of a block diagram consisting of onboard and external control elements is conventionally shown.

Фиг. 16 - Блок-схема блока электропитания вертолета, где условно показаны основные элементы блок-схемы и их связь с системой управления вертолетом и стартером-генератором.FIG. 16 is a block diagram of a helicopter power supply unit, where the main elements of the block diagram and their connection with the helicopter control system and the starter-generator are conventionally shown.

Вариант осуществления предлагаемого беспилотного вертолета, выполнен и содержит:An implementation option of the proposed unmanned helicopter, made and contains:

базовый конструктивный элемент - фюзеляж 1 (Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3, Фиг. 4, Фиг. 5) вертикальной конструкции, силовую платформу 2, закрепленную 3 к нижней части фюзеляжа, при этом в его нижней части, закреплен топливный бак 4 состоящий из нескольких секций и расположенный вокруг фюзеляжа, при этом бак 4 соединен с регулирующими и топливоподающими элементами (не показано), управляемые блоком 4.6 системы управления (СУ) (фиг. 15), которая содержит бортовые элементы управления 4.1 и внешние элементы управления 4.1.1, при этом бортовые элементы, это: 4.2 - блок автоматизированной (автономной) системы управления, 4.3 - блок электропитания, 4.4 - блок бортовых датчиков, 4.5 - блок спутниковой и гироскопической навигации, 4.6 - блок исполнительный: управления асинхронными килями, автоматом перекоса (АП) несущего винта (НВ), управление подачей топлива, запуском-зажиганием двигателей, торможением НВ, 4.7 - блок управления полезным грузом, 4.8 - блок регистрации времени, 4.9 - блок приемо-передающий, спутникового или выделенного канала связи, 4.10 - блок управления видео камер(ы).the basic structural element is the fuselage 1 (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 5) of a vertical structure, a power platform 2, fixed 3 to the lower part of the fuselage, while in its lower part, the fuel tank 4 consisting of several sections and located around the fuselage, while tank 4 is connected to control and fuel supply elements (not shown), controlled by control unit 4.6 of the control system (SU) (Fig. 15), which contains 4.1 onboard controls and external controls 4.1.1, with on-board elements, these are: 4.2 - the machine tizizirovannogo (autonomous) control system, 4.3 - power supply unit, 4.4 - on-board sensor unit, 4.5 - satellite and gyroscopic navigation unit, 4.6 - executive unit: control of asynchronous keels, rotor automatic gearbox (HF), control of fuel supply, engine start-ignition, HB braking, 4.7 - payload control unit, 4.8 - time recording unit, 4.9 - transceiver unit, satellite or dedicated communication channel, 4.10 - video camera (s) control unit.

При этом внешние элементы управления 4.1.1 СУ, это: 4.11 - блок внешнего управления и объективного контроля, 4.12 - блок приемопередающий, спутникового или выделенного канала связи.In this case, the external control elements 4.1.1 SU, it is: 4.11 - block external control and objective control, 4.12 - block transceiver, satellite or dedicated communication channel.

По периметру силовой платформы 2 закреплены (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4) упругие стойки шасси 5 с опорными посадочными элементами 6 на нижней части стоек, при этом на нижней части силовой платформы имеются крепежные устройства 7, выполненные в виде такелажных скоб, типа: DIN 82101, с приводами дистанционного управления (не показано), управляемые блоком 4.7 СУ (фиг. 15), для крепления, запуска или сброса "полезного" груза 8, а на верхней части силовой платформы 2 имеются съемные крепежные элементы 7.1 в виде рым-колец, типа: (ГОСТ 4751-73), для перемещения вертолета при его установке и снятия с крупногабаритного "полезного" груза 8 (фиг. 1, фиг. 3). К тому же, при креплении к нижней части силовой платформы крупногабаритного груза, нижняя часть груза может выполнять (фиг. 1, фиг. 3) функцию шасси.Along the perimeter of the power platform 2 are fixed (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 3, Fig. 4) elastic landing gear 5 with supporting landing elements 6 on the lower part of the struts, while on the lower part of the power platform there are mounting devices 7 made in the form of rigging brackets, type: DIN 82101, with remote control drives (not shown), controlled by the control unit 4.7 (Fig. 15), for securing, launching or dumping the “payload” 8, and on the upper part of the power platform 2 there are removable 7.1 fasteners in the form of eye rings, type: (GOST 4751-73), for moving the helicopter when it is installed and removed from the bulky "payload" 8 (Fig. 1, Fig. 3). In addition, when fastening to the lower part of the power platform of bulky cargo, the lower part of the cargo can perform (Fig. 1, Fig. 3) the function of the chassis.

На верхней части фюзеляжа (фиг. 1, фиг. 3) закреплен направляющий стакан 9 на котором, посредством втулки 10 смонтирован несущий винт 11, с направлением вращения по стрелке "И", состоящий из лопастей 12 соединенных с втулкой 10 посредством упругих осей 13, при этом оси, выполнены в виде многослойных (фиг. 5, фиг. 14) трубчатых торсионов, где упругие трубы 13.1 разного диаметра, изготовлены, например: из стали марки 60С2 по ГОСТ 14959-79, плотно вставлены друг в друга с промежуточной сухой смазкой 13.2 между ними, например: графитовой, марки ГС-1, ТУ 23.9-37215461-001:2012, а концы этих труб скреплены между собой 13.3 и с установочными концами 13.4 оси, например: спаяны припоем, типа: марки ПСр65, ГОСТ 19738-2015. При этом торсионы закрыты эластичным защитным кожухом 13.5.On the upper part of the fuselage (Fig. 1, Fig. 3) there is fixed a guide cup 9 on which, with the help of the sleeve 10, the rotor 11 is mounted, with the direction of rotation in the direction “I”, consisting of blades 12 connected to the sleeve 10 by means of elastic axes 13, the axles are made in the form of multilayer (Fig. 5, Fig. 14) tubular torsions, where the elastic pipes 13.1 of different diameters are made, for example: of steel grade 60C2 according to GOST 14959-79, tightly inserted into each other with intermediate dry lubricant 13.2 between them, for example: graphite, grade GS-1, TU 23.9-37215461-001: 2012, and conc These pipes are fastened together 13.3 and with the mounting ends 13.4 of the axis, for example: soldered by solder, type: grade PSr65, GOST 19738-2015. In this case, the torsion bars are closed with an elastic protective cover 13.5.

В концевых частях лопастей 12, установлены (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4, фиг. 8, фиг. 9) центробежные реактивные детонационные двигатели (ЦРДД) 14, при этом двигатели 14, использованные в беспилотном вертолете, выполнены в соответствии с Патентом ПМ RU №159772 от 23.06.2015 г., и связаны с воздухозаборниками 15 на передних кромках лопастей 12 и с эжекторами 16 на концах лопастей, с реактивными соплами 17 двигателей, внутри и по оси эжекторов.In the end parts of the blades 12, are installed (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 3, Fig. 4, Fig. 8, Fig. 9) centrifugal jet detonation engines (CRD) 14, while the engines 14 used in an unmanned helicopter are made in accordance with Patent PM RU No. 159772 of 06.23.2015, and are connected with air intakes 15 at the leading edges of the blades 12 and with ejectors 16 at the ends of the blades, with jet nozzles 17 of the engines, inside and along the axis of the ejectors.

К тому же в двигателях 14 ЦРДД, могут применяться основные виды светлого углеводородного топлива: дизельное зимнее топливо, бензин любой: авиационный или автомобильный, керосин осветительный, авиационное топливо ТС-1, ТС-2, газовое топливо и спирты, типа: Этанол, Гидролизный.In addition, in engines 14 of the TsRDD, the main types of light hydrocarbon fuel can be used: diesel winter fuel, any gasoline: aviation or automobile, lighting kerosene, aviation fuel TS-1, TS-2, gas fuel and alcohols, such as: Ethanol, Hydrolysis .

При этом при использовании двигателей ЦРДД, между реактивным соплом 17 и эжектором 16 создаются газодинамические условия для получения аномально высокого прироста тяги, достигающего 60%-90%, за счет использования в конструкции двигателя "Открытия академика В.Н. Челомея и др. №314" от 20 марта 1986 г.In this case, when using the engines of the engine, between the jet nozzle 17 and the ejector 16, gas-dynamic conditions are created to obtain an abnormally high increase in thrust, reaching 60% -90%, due to the use in the design of the engine "Discovery Academician V.N. Chelomey et al. No. 314 "March 20, 1986

К тому же, взаимодействие реактивной газовой струи из сопла 17 с воздухом в эжекторе 16, создает снижение давления воздуха на входе в эжектор, тем самым, исключая его лобовое сопротивление, а в зоне взаимодействия реактивной струи и воздуха в эжекторе, происходит интенсивное охлаждение раскаленных газов, что исключает видимое излучение газовой струи и значительно снижает акустическое давление и температуру "выхлопа".In addition, the interaction of a jet of gas from the nozzle 17 with air in the ejector 16, creates a decrease in air pressure at the inlet of the ejector, thereby eliminating its drag, and in the zone of interaction of the jet and air in the ejector, intense heating of hot gases occurs , which eliminates the visible radiation of the gas stream and significantly reduces the acoustic pressure and temperature of the "exhaust".

К тому же детонационный режим работы двигателя ЦРДД, снижает расход топлива до 40% из-за полноты его сгорания в высокотемпературной камере сгорания, с повторителями детонационных импульсов и с обратными ударными волнами в упругой газовой среде.In addition, the detonation mode of operation of the engine of the LPG engine reduces fuel consumption by up to 40% due to the completeness of its combustion in a high-temperature combustion chamber, with detonation pulse followers and with backward shock waves in an elastic gas medium.

При этом электрические 18 и топливные 19 коммуникации (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 5, фиг. 8) проходят к двигателям 14 внутри лопастей 12, а силовая ось лопастей пересекается с осью вращения 20 несущего винта 11, к тому же топливная система двигателей и их система зажигания - запуска (не показано) связаны с управляющими элементами блока 4.6 в системе управления (фиг. - 15).In this case, the electric 18 and fuel communications 19 (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 5, Fig. 8) pass to the engines 14 inside the blades 12, and the power axis of the blades intersects with the axis of rotation 20 of the rotor 11, moreover, the fuel the engine system and their ignition-start system (not shown) are connected to the control elements of block 4.6 in the control system (Fig. 15).

На направляющем стакане 9 так же смонтирован (фиг. 1, фиг. 5, фиг. 11, фиг. 12, фиг. 13) автомат перекоса 21 НВ, при этом автомат перекоса, типа: "Краб", примененный в беспилотном вертолете, выполнен в соответствии с Патентом ПМ RU №163712 от 25.12.2015 г, и имеет кинематику, без тяг, качалок и без шарнирной связи кольца управления 24 с фюзеляжем 1, а имеет кинематическую - шарнирную связь с лопастями 12, через тяги 22, шарнирно (не показано) соединенные с наружным кольцом 23, которое через шлиц-шарнир АП 21 связано с втулкой 10, к тому же, наружное кольцо 23 вращается относительно кольца управления 24 на подшипнике 25, при этом кольцо управления установлено на сферическом подшипнике 26 ползуна 27, а нижняя часть ползуна выполнена в виде фланца 28, при этом ползун установлен на направляющем стакане 9 с фиксацией от проворачивания (не показано).On the guide cup 9 is also mounted (Fig. 1, Fig. 5, Fig. 11, Fig. 12, Fig. 13) swashplate 21 HB, while the swashplate, type: "Crab", used in an unmanned helicopter, is made in accordance with Patent PM RU No. 163712 of December 25, 2015, and has kinematics, without rods, rockers and without articulation of the control ring 24 with the fuselage 1, and has kinematic - articulation with the blades 12, through the rods 22, articulated (not shown) connected to the outer ring 23, which is connected via a spline hinge AP 21 to the sleeve 10, in addition, the outer ring 23 rotates the control ring 24 is mounted on the bearing 25, while the control ring is mounted on the spherical bearing 26 of the slider 27, and the lower part of the slider is made in the form of a flange 28, while the slider is mounted on the guide cup 9 with rotation lock (not shown).

Автомат перекоса 21 НВ имеет (фиг. 5) встроенный привод 29 управления циклическим шагом несущего винта 11 и выполнен, например: в виде нескольких одинаковых по конструкции цилиндров 30, 30.1, 30.2 закрепленных вертикально, равномерно по периметру и радиально на нижней части ползуна 27, выполненной в виде фланца 28, при этом штоки одностороннего действия 31, 31.1, 31.2, подпружиненных поршней (не показано) этих цилиндров, имеют поворотные упоры 32, которые взаимодействуют с нижней частью кольца управления 24 своей верхней упорной площадкой, а количество цилиндров в приводе управления не менее трех, при этом один из указанных цилиндров находится на продольной оси вертолета, а все штоки закрыты гофрированными защитными кожухами (не показано), при этом цилиндры 30, 30.1, 30.2 привода 29, гидравлически связаны с аналогичными цилиндрами в задающем -управляющем (фиг. 5, фиг. 12, фиг, 13) приводе 33, смонтированного в фюзеляже 1, и в котором установлены и закреплены цилиндры 34, 34.1, 34.2, конструктивно, а также по количеству и расположению совпадающие с количеством и расположением цилиндров в приводе 29 управления циклическим шагом НВ и, с такими же выступающими штоками подпружиненных поршней (не показано) одностороннего действия 35, 35.1, 35.2, с поворотными упорами 36, взаимодействующих своими верхними упорными площадками с нижней частью диска-имитатора 37, аналогичного кольцу управления 24 и установленного на сферической опоре 38, закрепленной в фюзеляже своей центральной частью.Swing machine 21 HB has (Fig. 5) a built-in drive 29 for controlling the cyclic pitch of the rotor 11 and is made, for example: in the form of several cylinders of the same design 30, 30.1, 30.2 mounted vertically, uniformly around the perimeter and radially on the bottom of the slider 27, made in the form of a flange 28, with the single-acting rods 31, 31.1, 31.2, spring-loaded pistons (not shown) of these cylinders, have rotary stops 32 that interact with the lower part of the control ring 24 with their upper thrust pad, and the number of cylinders There are at least three sockets in the control drive, with one of these cylinders located on the longitudinal axis of the helicopter, and all rods are closed with corrugated protective covers (not shown), while the cylinders 30, 30.1, 30.2 of the drive 29 are hydraulically connected to similar cylinders in the master -controlling (Fig. 5, Fig. 12, Fig, 13) drive 33 mounted in the fuselage 1, and in which the cylinders 34, 34.1, 34.2 are installed and fixed, structurally, as well as in number and location, coinciding with the number and arrangement of cylinders in the drive 29 control cyclic single step HB and, with the same protruding rods of spring-loaded pistons (not shown), single-acting 35, 35.1, 35.2, with rotary stops 36, interacting with their upper stop platforms with the lower part of the simulator disk 37, similar to the control ring 24 and mounted on a spherical a support 38 fixed in the fuselage with its central part.

При этом на боковой поверхности диска 37 (Фиг. - 5, Фиг. - 13), на его поперечной оси, закреплен цилиндрический палец-фиксатор 37.1, предохраняющий от проворачивания диск 37 вокруг вертикальной оси, и установленный в вертикальный паз направляющей вилки 37.2 закрепленной в фюзеляже.Moreover, on the lateral surface of the disk 37 (Fig. - 5, Fig. - 13), on its transverse axis, a cylindrical locking pin 37.1 is fixed, which prevents the disk 37 from turning around the vertical axis, and installed in the vertical groove of the guide fork 37.2 fixed in fuselage.

К периферийной части (фиг. 13, фиг. 5) диска 37, на продольной оси диска, параллельной продольной оси вертолета, шарнирно закреплен 39 шток 39.1 электромеханического привода 40 двухстороннего действия, установленного и закрепленного в фюзеляже, для продольного управления вертолетом (тангаж), с датчиком 41 положения штока 39.1 относительно исходного (нулевого) положения, также к периферийной части диска 37, на оси диска, перпендикулярной его продольной оси, шарнирно закреплен 42 шток 42.1 электромеханического привода 43 двухстороннего действия, установленного и закрепленного в фюзеляже, для поперечного управления вертолетом (крен), с датчиком 44 положения штока 42.1 относительно исходного (нулевого) положения.To the peripheral part (Fig. 13, Fig. 5) of the disk 37, on the longitudinal axis of the disk parallel to the longitudinal axis of the helicopter, 39 rod 39.1 of a double-acting electromechanical drive 40 mounted and secured in the fuselage for longitudinal control of the helicopter (pitch) is pivotally mounted, with the rod position sensor 41 of the rod 39.1 relative to the initial (zero) position, also to the peripheral part of the disk 37, on the axis of the disk perpendicular to its longitudinal axis, 42 rod 42.1 of the double-acting electromechanical actuator 43 is pivotally mounted Foot and fixed in the fuselage, transverse control helicopter (roll), with the position sensor 44 relative to the rod 42.1 initial (zero) position.

К тому же (фиг. 5) каждый цилиндр 30, 30.1, 30.2 привода 29, управления циклическим шагом НВ, имеет замкнутую гидравлическую связь 45, с аналогичными цилиндрами 34, 34.1, 34.2 в задающем - управляющем приводе 33, к тому же цилиндры и гидравлические коммуникации 45 заполнены гидравлической жидкостью с положительным давлением и с минимальным изменением вязкости при температуре от +50°С до -50°С, например: марки 7-50С-3 (ГОСТ 20734 75).In addition (Fig. 5) each cylinder 30, 30.1, 30.2 of the drive 29, controlling the cyclic step of the HB, has a closed hydraulic connection 45, with similar cylinders 34, 34.1, 34.2 in the master control drive 33, in addition, the cylinders and hydraulic Communications 45 are filled with hydraulic fluid with positive pressure and with a minimum change in viscosity at a temperature of + 50 ° С to -50 ° С, for example: grades 7-50С-3 (GOST 20734 75).

Электромеханический (фиг. 5, фиг. 12) привод 46 двухстороннего действия, управления общим шагом НВ, установлен и закреплен в нижней части направляющего стакана 9, а шток 47 привода закреплен 48 в нижней части 28 ползуна 27, к тому же привод 46 снабжен датчиком 49 положения штока 47 относительно его исходного положения (нулевого).The electromechanical (Fig. 5, Fig. 12) double-acting actuator 46, controlling the general HB step, is mounted and fixed in the lower part of the guide cup 9, and the actuator stem 47 is fixed 48 in the lower part 28 of the slide 27, and the actuator 46 is equipped with a sensor 49 of the position of the stem 47 relative to its initial position (zero).

К тому же, исходным (нулевым) положением штоков 39.1, 42.1 и 47, приводов 40, 43, 46, считается положение, когда угол атаки каждой лопасти 12 НВ 11, установлен от +0.3° до +0.7°.In addition, the initial (zero) position of the rods 39.1, 42.1 and 47, actuators 40, 43, 46, is the position when the angle of attack of each blade 12 HB 11 is set from + 0.3 ° to + 0.7 °.

При этом приводы 40, 43, и 46 выполнены в виде "Электрических линейных актуаторов", серии: "Venture VMO", в исполнении "IP54" и с двухсторонним ходом штока, а датчики 41, 44, 49 положения штоков приводов 40, 43, 46, выполнены в виде датчиков Холла, типа: "HS2: Dual Hall Effect Sensors / IP65", и встроены в выше указанные актуаторы (Производство / поставку осуществляет ООО "Вексон", г. Санкт - Петербург).In this case, the actuators 40, 43, and 46 are made in the form of "Electric linear actuators", series: "Venture VMO", performed by "IP54" and with two-way stroke, and the sensors 41, 44, 49 of the position of the rods of the actuators 40, 43, 46, made in the form of Hall sensors, such as: "HS2: Dual Hall Effect Sensors / IP65", and built into the above-mentioned actuators (Production / supply is carried out by Vekson LLC, St. Petersburg).

На верхней части (фиг. 1, фиг. 5) направляющего стакана 9 закреплен сферический защитный экран 50 из композитного радиопрозрачного материала (Материал марки "ХАФС^КВ", производства ГНЦ РФ ОАО "ОНПП "Технология"), для размещение под ним приемопередающих элементов связи, управления и навигации вертолета 51 (показано условно), включая элементы пространственной ориентации вертолета, а так же гироскоп и высотомер (не показано), управляемые блоками 4.5 и 4.9 СУ (фиг. 15), к тому же нижняя часть (фиг. 5) защитного экрана выполнена в виде защитного кожуха 52 стартера-генератора 53 (фиг. 5, фиг. 11), а стартер-генератор, примененный в беспилотном вертолете, выполнен в соответствии с Патентом RU №2265133 от 14.04. 2004 г., и управляется блоками 4.2, системы управления (фиг. 15) и блоком питания 4.3 (фиг. 16), который содержит: 53.1 - инвертор управления и переключения стартера-генератора 53 (фиг. - 5, фиг. - 11, фиг. - 16) на режим генератора или стартера, или режим торможения НВ, системой управления 4.2 (фиг. - 15, фиг. - 16), к тому же инвертор 53.1 соединен с обмоткой 56.1 (фиг. - 11, фиг. - 16) статора 56 стартера-генератора 53, а обмотка 57 датчика 58, оборотов НВ, имеет связь с блоком 4.2 системы управления (фиг. 15, фиг. 16).On the upper part (Fig. 1, Fig. 5) of the guide cup 9, a spherical protective shield 50 made of composite radio-transparent material is fixed (Material of the brand "HAFS ^KV ", manufactured by the State Scientific Center of the Russian Federation OJSC "ONPP" Technology "), for placing under it transceiver elements , control and navigation of the helicopter 51 (shown conditionally), including the spatial orientation of the helicopter, as well as a gyroscope and altimeter (not shown), controlled by blocks 4.5 and 4.9 SU (Fig. 15), in addition, the lower part (Fig. 5) the protective screen is made in the form of a protective casing 52 start of the generator 53 (FIG. 5, FIG. 11), and the starter generator used in an unmanned helicopter is made in accordance with Patent RU No. 2265133 of April 14, 2004, and is controlled by blocks 4.2 of the control system (FIG. 15 ) and a power supply 4.3 (Fig. 16), which contains: 53.1 - an inverter for controlling and switching the starter-generator 53 (Fig. - 5, Fig. - 11, Fig. 16) to the generator or starter mode, or HB braking mode control system 4.2 (FIG. - 15, FIG. - 16), in addition, the inverter 53.1 is connected to the winding 56.1 (Fig. - 11, Fig. - 16) of the stator 56 of the starter-generator 53, and the winding 57 of the sensor 58, rotational speed HB, is connected to the control unit 4.2 (Fig. 15, Fig. 16).

К тому же инвертор 53.1 (фиг. 16) имеет связь с аккумулятором 53.2 через выпрямитель 53.3 и с преобразователем напряжения 53.4 на выходе стартера-генератора 53 (при включенном режиме генератора), при этом блок питания 4.3 (при подготовке вертолета к выполнению задачи) может быть связан с внешним источником питания 53.5 (не показан).In addition, the inverter 53.1 (Fig. 16) communicates with the battery 53.2 through the rectifier 53.3 and with the voltage converter 53.4 at the output of the starter-generator 53 (when the generator mode is on), while the power supply 4.3 (when preparing the helicopter for the task) can be connected to an external power supply 53.5 (not shown).

При этом стартер-генератор 53, с использованием бортового аккумулятора 53.2 (фиг. 15, фиг. 16) или внешнего питания 53.5 (не показан), предназначен для осуществления раскрутки несущего винта 11, перед запуском двигателей 14 и обеспечения бортового энергопитания, а так же торможения НВ после посадки вертолета и выключения двигателей 14, установлен (фиг. - 5, фиг. - 11) и закреплен между втулкой 10 и направляющим стаканом 9, к тому же роторная часть 54 стартера-генератора 53, с постоянными магнитами 55, закреплена к верхней части втулки 10, а его статорная часть 56 с обмоткой 56.1 и с обмоткой 57, встроенного в стартер-генератор датчика 58 оборотов несущего винта, закреплена к направляющему стакану 9.In this case, the starter-generator 53, using the on-board battery 53.2 (Fig. 15, Fig. 16) or an external power supply 53.5 (not shown), is designed to spin the rotor 11 before starting the engines 14 and providing on-board power supply, as well as braking of the HB after landing the helicopter and turning off the engines 14, is installed (Fig. 5, Fig. 11) and fixed between the sleeve 10 and the guide cup 9, in addition, the rotor part 54 of the starter-generator 53, with permanent magnets 55, is fixed to the upper part of the sleeve 10, and its stator part 56 with about skeins 56.1 and with winding 57, the built-in sensor 58 of the starter-generator rotor speed is fastened to the guide sleeve 9.

При этом управление (фиг. 15, фиг. 16) стартером-генератором 53 и переключение его с режима стартера в режим генератора или в режим торможения НВ, задается управляющими элементами блока питания 4.3 (фиг. - 16) и блоком управления 4.2 бортовой системы управления 4.1 вертолета (фиг. - 15), куда так же поступают данные с обмотки 57 датчика 58 (фиг. 11), оборотов несущего винта, встроенного в стартер-генератор 53.Moreover, the control (Fig. 15, Fig. 16) by the starter-generator 53 and switching it from the starter mode to the generator mode or to the HB braking mode is set by the control elements of the power supply 4.3 (Fig. - 16) and the control unit 4.2 of the onboard control system 4.1 helicopter (Fig. - 15), which also receives data from the winding 57 of the sensor 58 (Fig. 11), the rotor speed of the rotor built into the starter generator 53.

Для путевого управления вертолетом и обеспечения его высокой маневренности, к верхней части фюзеляжа 1, параллельно плоскости вращения НВ, радиально, равномерно и на одной оси (фиг. 1, фиг. 3) закреплены несущие штаги 60 и 60.1, при этом несущие штанги закреплены посредством силовых фитингов 61 и 62 которые выполнены за одно целое с этими штангами, при этом несущие штанги состоят из двух частей и, имеют трубчатую телескопическую конструкцию, а их внешние части 63 и 64, с меньшим диаметром, являются съемными и устанавливаются внутрь закрепленных частей штанг и могут фиксироваться 65 и 66 на определенном радиусе от оси вращения несущего винта.For directional control of the helicopter and ensuring its high maneuverability, to the upper part of the fuselage 1, parallel to the HB rotation plane, support arms 60 and 60.1 are fixed radially, uniformly and on the same axis (Fig. 1, Fig. 3), while the support rods are fixed by power fittings 61 and 62 which are made in one piece with these rods, while the supporting rods consist of two parts and have a tubular telescopic design, and their outer parts 63 and 64, with a smaller diameter, are removable and installed inside the fixed parts rods and can be fixed 65 and 66 at a certain radius from the axis of rotation of the rotor.

На несущей штаге 60 закреплен (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 6) привод 67, на оси 68 которого закреплен поворотный киль 69 путевого управления, при этом ось вращается в подшипниках 70, а конец оси находится в опорном кронштейне 71, а полость 72 киля заполнена вспененным конструкционным материалом, к тому же привод снабжен редуктором 73, двигателем 74 с датчиком 75 углового положения поворотного киля путевого управления, относительно его исходного (нулевого) положения.A drive 67 is fixed on the carrier head 60 (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 6), on the axis 68 of which a rotary keel 69 of the track control is fixed, while the axis rotates in the bearings 70, and the end of the axis is in the support bracket 71, and the cavity of the keel 72 is filled with foamed structural material, in addition, the drive is equipped with a gear 73, an engine 74 with a sensor 75 of the angular position of the rotary keel of the track control, relative to its initial (zero) position.

На несущей штанге 60.1 закреплен (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 7) привод 76, на оси 68.1 которого закреплен дополнительный поворотный киль 77, при этом ось вращается в подшипниках 70.1, а конец оси находится в опорном кронштейне 78, а привод имеет двигатель 79 с датчиком 80 углового положения дополнительного поворотного киля, относительно его исходного (нулевого) положения, при этом полость 72.1 заполнена вспененным конструкционным материалом, типа: пенопласт марки "Акримид" /AKRIMID™^. /, производства ФГУП "НИИ Полимеров", к тому же дополнительный поворотный киль 77 и киль путевого управления 69, а также их приводы и датчики выполнены аналогичными (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 6, фиг. 7).A drive 76 is fixed on the support rod 60.1 (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 7), on the axis 68.1 of which an additional rotary keel 77 is fixed, while the axis rotates in the bearings 70.1, and the end of the axis is in the support bracket 78, and the drive it has an engine 79 with a sensor 80 of the angular position of the additional rotary keel, relative to its initial (zero) position, while the cavity 72.1 is filled with foamed structural material, such as: Akrimid / AKRIMID ™ polystyrene ^. /, manufactured by FSUE "Research Institute of Polymers", in addition, an additional rotary keel 77 and keel track control 69, as well as their drives and sensors are made similar (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 6, Fig. 7).

При этом исходным (нулевым) положением килей 69 и 77, считается положение, когда вертикальная ось каждого киля, параллельна оси вращения 20 несущего винта 11.In this case, the initial (zero) position of the keels 69 and 77 is considered to be the position when the vertical axis of each keel is parallel to the axis of rotation 20 of the rotor 11.

К тому же датчики 75 и 80, углового положения килей 69, 77 выполнены в виде преобразователей угловых перемещений (энкодеров) типа ЛИР-МА212А (производство / поставка, Компания "Микроном", г. Смоленск)In addition, the sensors 75 and 80, the angular position of the keels 69, 77 are made in the form of angular displacement transducers (encoders) of the LIR-MA212A type (production / supply, Mikronom Company, Smolensk)

При этом поворотный киль 69 путевого управления и дополнительный поворотный киль 77, находясь в нисходящих (индуктивных) потоках воздуха, при эксплуатации беспилотного вертолета, поворачиваются относительно друг друга асинхронно и, если киль 69 осуществляет путевое управление, то киль 77 парирует силы трения, поворачивающие вертолет в сторону вращения несущего винта (реактивный момент), а это трение в подвижной кинематической связи втулки 10 и коллектора 109, относительно направляющего стакана 9, а так же (фиг. 5) трение в подшипнике 25, между кольцом управления 24 и внешним кольцом 23 и в стартере-генераторе 53, когда он находится под нагрузкой.In this case, the rotary keel 69 of the directional control and the additional rotary keel 77, while in downward (inductive) air flows, during operation of the unmanned helicopter, rotate relative to each other asynchronously and, if the keel 69 provides directional control, the keel 77 fights off the friction forces that rotate the helicopter in the direction of rotation of the rotor (reactive moment), and this is friction in the movable kinematic connection of the sleeve 10 and the collector 109, relative to the guide cup 9, as well as (Fig. 5) friction in the bearing 25, between Control nd 24 and the outer ring 23 and the starter-generator 53 when it is under load.

К тому же дополнительный поворотный киль 77 увеличивает скорость поворота вертолета вокруг своей вертикальной оси при маневрировании, а так же стабилизирует балансировку путевого управления вертолета при его посадке в режиме авторотации несущего винта, когда оба поворотных киля находятся в восходящем потоке воздуха при снижении вертолета.In addition, an additional rotary keel 77 increases the speed of rotation of the helicopter around its vertical axis during maneuvering, and also stabilizes the balance of the directional control of the helicopter when it lands in the rotor autorotation mode, when both rotary keels are in upward air flow when the helicopter is lowered.

Для обеспечения, в определенных условиях эксплуатации, безопасного использования беспилотного вертолета, и увеличения эффективности несущего винта 11, он снабжен (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 10) съемным защитным кольцевым кожухом 81 (импеллером), корпус которого изготовлен из композитного материала (Материал марки,"Органит 10Т", производства ФГУП "ВИАМ" ГНЦ РФ), с ребрами жесткости 82 с внешней стороны, на которой выполнен обтекатель 83 кожуха из вспененного конструкционного материала (Пенопласт марки "Акримид" /AKRIMID™^./, производства ФГУП "НИИ Полимеров") с последующим покрытием (Армирующая краска марки, "Диапокс", производства фирмы "Пенопласт - Техно", г. Москва), к тому же кожух может быть моноблочным или изготовлен из нескольких скрепляемых частей (не показано).To ensure, in certain operating conditions, the safe use of an unmanned helicopter, and increase the efficiency of the rotor 11, it is equipped (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 10) with a removable protective ring casing 81 (impeller), the casing of which is made of composite material (Material of the brand, “Organit 10T”, manufactured by FSUE “VIAM” State Research Center of the Russian Federation), with stiffening ribs 82 on the outside, on which the cowling 83 of the casing is made of foam structural material (Polyfoam brand “Akrimid” / AKRIMID ™ ^. /, Manufactured by FSUE "Research Institute of Polymers") with p the next coating (Reinforcing paint brand, "Diapox", manufactured by the company "Penoplast - Techno", Moscow), in addition, the casing can be monoblock or made of several fastened parts (not shown).

Для установки и крепления (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 10) кольцевого кожуха 81 несущего винта 11, в верхней части фюзеляжа, параллельно плоскости вращения НВ, радиально и равномерно, закрепляются съемные дополнительные несущие штанги 84, 85, 86, 87, 88, 89 с силовыми фитингами 90, 91, 92, 93, 94, 95, и с внешними телескопическими частями 96, 97, 98, 99, 100, 101, с фиксацией их 102, 103, 104, 105, 106, 107, на определенном радиусе от оси вращения несущего винта, к тому же дополнительные несущие штанги выполнены аналогичными телескопическим штангам 60 и 60.1 с установленными поворотными килями.For installation and fastening (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 10) of the annular casing 81 of the rotor 11, in the upper part of the fuselage, parallel to the plane of rotation of the HB, radially and evenly, removable additional support rods 84, 85, 86, 87 are fixed 88, 89 with power fittings 90, 91, 92, 93, 94, 95, and with external telescopic parts 96, 97, 98, 99, 100, 101, with a fixation of 102, 103, 104, 105, 106, 107 , at a certain radius from the axis of rotation of the rotor, in addition, additional supporting rods are made similar to the telescopic rods 60 and 60.1 with installed rotary keels.

При этом кольцевой защитный кожух 81 несущего винта 11, устанавливается на внешние телескопические части дополнительных несущих штанг и внешние телескопические части несущих штанг с поворотными килями 69 и 77, и скрепляется с ними, элементами 108 (фиг. 1, фиг. 10) крепления в своей нижней части, с возможностью последующего быстрого съема.At the same time, the annular protective casing 81 of the rotor 11 is mounted on the outer telescopic parts of the additional supporting rods and the outer telescopic parts of the bearing rods with rotary keels 69 and 77, and is fastened to them by fastening elements 108 (Fig. 1, Fig. 10) in their bottom, with the possibility of subsequent quick removal.

Заключение несущего винта 11 в кольцевой (фиг. 1, фиг. 2) защитный кожух 81 (импеллер), позволяет снизить концевое обтекание лопастей, а так же снижает шумность НВ, увеличивает КПД несущего винта, позволяет уменьшить диаметр несущего винта и повышает безопасность (защищая от столкновений и защищая людей от увечий), при этом внутренняя, выходная часть кольцевого кожуха, выполнена в виде диффузора, а входная часть в виде плавного закругления верхней, внутренней кромки кольца 81.The enclosure of the rotor 11 in the annular (Fig. 1, Fig. 2) protective casing 81 (impeller), allows to reduce the end flow around the blades, as well as reduces the noise of the HB, increases the efficiency of the rotor, reduces the diameter of the rotor and increases safety (protecting from collisions and protecting people from injury), while the inner, output part of the annular casing is made in the form of a diffuser, and the input part is in the form of a smooth rounding of the upper, inner edge of the ring 81.

Однако из-за дополнительного веса кольцевого кожуха 81 и веса элементов его крепления, в конструкции беспилотного вертолета предусмотрены (фиг. 3, фиг. 4) съем кольцевого кожуха и съем дополнительных элементов крепления кольцевого кожуха НВ и, их установка при необходимости (фиг. 1, фиг. 3).However, due to the additional weight of the annular casing 81 and the weight of its fastening elements, the design of the unmanned helicopter provides (Fig. 3, Fig. 4) to remove the annular casing and to remove additional fastening elements of the HB annular casing and installing them if necessary (Fig. 1 , Fig. 3).

Для соединения (фиг. 8, фиг. 9, фиг. 5) двигателей 14, установленных в лопастях 12 НВ, с электрическими и топливными коммуникациями вертолета, на направляющий стакан 9, герметично-подвижно установлен вращающийся коллектор 109, который вращается вместе с втулкой 10, и выполнен в виде втулки с внутренними кольцевыми коммуникациями 18, 19 для каждого двигателя и соединенными с двигателями 14 в лопастях 12.To connect (Fig. 8, Fig. 9, Fig. 5) engines 14 installed in the blades 12 HB, with electric and fuel communications of the helicopter, on the guide cup 9, a rotary manifold 109 is hermetically-movable, which rotates together with the sleeve 10 , and is made in the form of a sleeve with internal annular communications 18, 19 for each engine and connected to the motors 14 in the blades 12.

Работа заявленного беспилотного вертолета, показана в режиме проверки и подготовки к полету, в зависимости от поставленной задачи его использования.The operation of the claimed unmanned helicopter is shown in the test mode and preparation for the flight, depending on the task of its use.

Проверяется отсутствие внешних помех, способных помешать вращению несущего винта 11, запуску двигателей 14 в лопастях 12, и последующему взлету. Проверяется наличие рабочего напряжения в бортовой сети, а при отсутствии напряжения, для запуска двигателей, к блоку питания 4.3 (фиг. 15, фиг. 16), подключается внешний источник питания 53.5, включается система управления и все ее компоненты (фиг. 15, фиг. 16), включая бортовые 4.1 и внешний блок управления 4.1.1 с элементами управления и объективного контроля 4.11 и связи 4.12.It is checked that there is no external interference capable of interfering with the rotation of the rotor 11, the starting of engines 14 in the blades 12, and the subsequent take-off. The presence of operating voltage in the on-board network is checked, and in the absence of voltage, to start the engines, an external power supply 53.5 is connected to the power supply 4.3 (Fig. 15, Fig. 16), the control system and all its components are turned on (Fig. 15, Fig. .16), including onboard 4.1 and an external control unit 4.1.1 with controls and objective control 4.11 and communication 4.12.

Проверяется наличие выбранного топлива в баке 4, достаточного для выполнения предстоящей задачи. После включения СУ, все приводы и их исполнительные элементы, а так же рабочие органы вертолета, должны установиться в исходное (нулевое) положение и эта информация отражается на внешнем блоке управления и объективного контроля 4.11 (фиг. 15).Checks the presence of the selected fuel in the tank 4, sufficient to complete the upcoming task. After turning on the control system, all the drives and their actuating elements, as well as the working bodies of the helicopter, should be set to their initial (zero) position and this information is reflected in the external control and objective control unit 4.11 (Fig. 15).

Отражается информация датчиков 41, 44, 49 (фиг. 5), показывающие, что электромеханические приводы 40, 43, задающего -управляющего привода 33 и электромеханический привод 46, управления общим шагом НВ, установили свои штоки 39.1, 42,1 47 в исходное (нулевое) положение, при этом ползун 27 передвигается по направляющему стакану 9, будучи скрепленным в месте 48 со штоком 47, в положение, когда лопасти 12 устанавливаются тягами 22, связанных с внешним кольцом 23 автомата перекоса 21, на общий угол атаки (общий шаг) +0.3° - +0.7°.The information of sensors 41, 44, 49 (Fig. 5) is reflected, showing that the electromechanical actuators 40, 43, the master-control actuator 33 and the electromechanical actuator 46, control the general step of the HB, set their rods 39.1, 42.1 47 to the original ( zero) position, with the slider 27 moving along the guide cup 9, being fastened in place 48 with the stem 47, to the position where the blades 12 are installed by rods 22 connected to the outer ring 23 of the swash plate 21, to the total angle of attack (common step) + 0.3 ° - + 0.7 °.

А приводы 40 и 43 устанавливают (фиг. 5, фиг. 13) свои штоки 39.1 и 42.1 в положение, когда диск-имитатор 37 кольца управления 24, занимает "горизонтальное" положение, опираясь на сферическую опору 38 и крепления 39 и 48 штоков 31.1 и 42.1, закрепленных к периферийной части этого диска. При этом диск 37 фиксируется от проворачивания цилиндрическим пальцем-фиксатором 37.1, установленным в паз направляющей вилки 37.2, для исключения боковых, круговых нагрузок на штоки 39.1 и 42.1.And the actuators 40 and 43 install (Fig. 5, Fig. 13) their rods 39.1 and 42.1 in a position where the disk simulator 37 of the control ring 24 occupies a "horizontal" position, relying on the spherical support 38 and the fastening 39 and 48 of the rods 31.1 and 42.1, attached to the peripheral part of this disk. In this case, the disk 37 is fixed from turning by a cylindrical finger-retainer 37.1, installed in the groove of the guide fork 37.2, to exclude lateral, circular loads on the rods 39.1 and 42.1.

Диск-имитатор 37, установившись в "горизонтальное" положение, выставляет на одну высоту штоки 35, 35.1, 35.2 поршней (не показано) цилиндров 34, 34.1, 34.2, взаимодействуя с их поворотными, упорными поверхностями 36, своей нижней поверхностью (фиг. 5, фиг. 13).The disk simulator 37, having established itself in the "horizontal" position, exposes to one height the rods 35, 35.1, 35.2 of the pistons (not shown) of the cylinders 34, 34.1, 34.2, interacting with their rotary, thrust surfaces 36, with their lower surface (Fig. 5 , Fig. 13).

Гидравлическая жидкость, находящаяся в цилиндрах 34, 34.1, 34.2, через замкнутую гидравлическую связь 45, равномерно распределяется, выставляя (фиг. 5, фиг. 12) штоки 31, 31.1, 31.2 поршней (не показано) цилиндров 30, 30.1, 30.2, встроенного привода 29 управления циклическим шагом НВ, на один уровень по высоте, при этом, эти штоки, своими поворотными упорами 32 равномерно упираются в нижнею поверхность кольца управления 24, выставляя его в "горизонт", при этом лопасти 12, управляемые тягами 22, устанавливаются в исходное (нулевое) положение с одинаковыми углами атаки (шагом)+0,3° - +0,7°, каждой лопасти.The hydraulic fluid located in the cylinders 34, 34.1, 34.2, through a closed hydraulic connection 45, is evenly distributed, exposing (Fig. 5, Fig. 12) the rods 31, 31.1, 31.2 of the pistons (not shown) of the cylinders 30, 30.1, 30.2, integrated drive 29 control the cyclic step HB, one level in height, while these rods, with their rotary stops 32 evenly abut against the lower surface of the control ring 24, exposing it to the "horizon", while the blades 12, controlled by rods 22, are installed in initial (zero) position with the same angle of attack (sha om) + 0,3 ° - + 0,7 °, each blade.

Если автомат перекоса 21, с помощь приводов 40, 43, 46 установил лопасти 12 в исходное положение, это значит, что и их штоки 39.1, 42.1, 47 находятся в исходном (нулевом) положении и гидравлическая связь 45 замкнутой гидравлической системы каждой пары цилиндров 30 и 34, 30.1 и 34.1, 30.2 и 34.2 достаточно заполнены гидравлической жидкостью.If the swashplate 21, using the drives 40, 43, 46, set the blades 12 to their original position, this means that their rods 39.1, 42.1, 47 are in the initial (zero) position and the hydraulic connection 45 of the closed hydraulic system of each pair of cylinders 30 and 34, 30.1 and 34.1, 30.2 and 34.2 are sufficiently filled with hydraulic fluid.

К тому же, СУ устанавливает поворотный киль 69 путевого управления и дополнительный поворотный киль 77 в исходное (нулевое) положение (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 6, фиг. 7), вращая двигатель 74 привода 67 и двигатель 79 привода 76, до показания датчиками 75 и 80 исходного (нулевого) углового положения поворотных килей, когда вертикальные оси килей 69 и 77 будут параллельны оси 20 вращения несущего винта 11, что соответственно должно отразиться в блоке внешнего управления и объективного контроля 4.11 (фиг. 15).In addition, the SU sets the rotary keel 69 of the directional control and the additional rotary keel 77 in the initial (zero) position (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 6, Fig. 7), rotating the motor 74 of the drive 67 and the motor 79 of the drive 76 , until the sensors 75 and 80 show the initial (zero) angular position of the rotary keels, when the vertical axes of the keels 69 and 77 are parallel to the axis of rotation of the rotor 11, which should accordingly be reflected in the external control and objective control unit 4.11 (Fig. 15).

Перед запуском двигателей 14, СУ подает команду на перевод стартера-генератора 53 (фиг. 5, фиг. 11, фиг. 15, фиг. 16) в режим стартера, когда бортовое напряжение, или внешнее питание 53.5, подается на обмотку 56.1 статора 56, закрепленного к направляющему стакану 9 (фиг. 5), с определенной согласованностью (не показано) по отношению к положению постоянных магнитов 55 ротора 54, закрепленного к верхней части втулки 10.Before starting the engines 14, the SU sends a command to transfer the starter-generator 53 (Fig. 5, Fig. 11, Fig. 15, Fig. 16) to the starter mode when the on-board voltage, or external power 53.5, is supplied to the winding 56.1 of the stator 56 fixed to the guide cup 9 (Fig. 5), with a certain consistency (not shown) with respect to the position of the permanent magnets 55 of the rotor 54, fixed to the upper part of the sleeve 10.

Начинается раскрутка несущего винта 11, лопасти 12 которого установлены в исходное (нулевое) положение, и после достижения им, НВ, 150 об/мин, которые контролируются датчиком 58 встроенным в статор 56 и выдающим сигнал в блок 4.2 (фиг. 15, фиг. 16) со своей обмотки 57, пропорциональный количеству проходящих магнитов 55 над датчиком 58 в единицу времени.The promotion of the rotor 11 begins, the blades 12 of which are installed in the initial (zero) position, and after reaching HB 150 rpm, which are monitored by a sensor 58 built into the stator 56 and issuing a signal to block 4.2 (Fig. 15, Fig. 16) from its winding 57, proportional to the number of passing magnets 55 above the sensor 58 per unit time.

Система управления, выдает команду через блок 4.6 на поочередный запуск двигателей 14 ЦРДД, включается (фиг. 5, фиг. 4, фиг. 8, фиг. 9) система зажигания, а из бака 4 подается топливо через коллектор 109 в один из двигателей, а после его запуска, подается топливо в другой двигатель и, после его запуска и увеличения оборотов НВ до 200 об/мин, СУ переключает стартер-генератор в режим генератора, когда он начинает подавать напряжение в бортовую сеть вертолета и на зарядку аккумулятора 53.2 через преобразователь напряжения 53.4.The control system, issues a command through block 4.6 to alternately start the engines 14 of the engine, the ignition system is turned on (Fig. 5, Fig. 4, Fig. 8, Fig. 9), and fuel is supplied from the tank 4 through the manifold 109 to one of the engines, and after it starts, fuel is supplied to another engine and, after it is started and the engine speed is increased to 200 rpm, the SU switches the starter-generator to generator mode when it starts supplying voltage to the helicopter’s onboard network and charging the battery 53.2 via the converter voltage 53.4.

При этом принудительная подача топлива из бака 4 отключается, а регулирование количества топлива остается, так как топливо будет поступать в двигатели за счет центробежных сил, действующих на топливо, при прохождении его в лопастях 12.In this case, the forced supply of fuel from the tank 4 is turned off, and the regulation of the amount of fuel remains, since the fuel will enter the engines due to the centrifugal forces acting on the fuel when it passes through the blades 12.

Система управления проверяет-тестирует весь комплекс навигационного оборудования и элементы пространственной ориентации вертолета и связи 51 (показано условно) находящихся под кожухом 50 (фиг. 5) и управляемые блоками 4.5 и 4.9 СУ (фиг. 15), а так же работу технологического, вспомогательного оборудования, управляемого блоками 4.6, 4.7, 4.8, 4.10.The control system checks and tests the entire complex of navigation equipment and the spatial orientation of the helicopter and communications 51 (shown conditionally) located under the cover 50 (Fig. 5) and controlled by blocks 4.5 and 4.9 of the control system (Fig. 15), as well as the operation of the technological, auxiliary equipment controlled by blocks 4.6, 4.7, 4.8, 4.10.

Подготовка и проверка беспилотного вертолета завершена.Preparation and testing of an unmanned helicopter is completed.

Топливные и электрические коммуникации 19, 18 к двигателям 14 перекрываются, а стартер-генератор 53 переводится СУ в режим торможения НВ (фиг. 11, фиг. 16), когда инвертором 53.1 на выход генератора подключается нагрузка в виде балластного резистора (не показано) с сопротивлением, равным внутреннему сопротивлению обмотки 56.1 статора 56 и, большой ток в обмотке 56.1, создает торможение движению постоянных магнитов 55 ротора 54 в магнитном поле статора 56.Fuel and electrical communications 19, 18 to the engines 14 are closed, and the starter-generator 53 is put SU in braking HB (Fig. 11, Fig. 16), when the inverter 53.1 is connected to the output of the generator load in the form of a ballast resistor (not shown) with resistance equal to the internal resistance of the winding 56.1 of the stator 56 and, a large current in the winding 56.1, inhibits the movement of the permanent magnets 55 of the rotor 54 in the magnetic field of the stator 56.

После остановки вращения НВ, стартер-генератор переводится СУ в обычный режим ожидания.After stopping the rotation of the HB, the starter-generator is transferred SU in normal standby mode.

В зависимости от условий, при которых предстоит выполнять задачу беспилотным вертолетом, например: предстоящий полет будет в горной местности или среди строений, а предстоящая посадка и взлет будут проходить в населенном пункте или при скоплении людей - с целью повышения безопасности вертолета и увеличения его грузоподъемности, на несущий винт 11 вертолета, устанавливается (фиг. 1, фиг. 2, фиг. 10) съемный кольцевой, защитный кожух 81 (импеллер).Depending on the conditions under which the task to be performed by an unmanned helicopter, for example: the upcoming flight will be in a mountainous area or among buildings, and the upcoming landing and take-off will take place in a village or with crowds in order to increase the helicopter's safety and increase its carrying capacity, on the rotor of the helicopter 11, is installed (Fig. 1, Fig. 2, Fig. 10) a removable annular, protective casing 81 (impeller).

Для этого, помимо несущих штанг 60, 60.1, с установленными на них поворотными килями 69 и 77, и их внешних телескопических элементов 63 и 64, в верхней части фюзеляжа 1, равномерно и радиально закрепляются, через силовые фитинги, съемные несущие штанги 84, 85, 86, 87, 88, 89, с их внешними телескопическими элементами 96, 97, 98, 98, 99, 100, 101, которые закрепляются на определенном радиусе от оси вращения НВ и на которые, как и на элементы 63 и 64, устанавливается и закрепляется кольцевой, защитный кожух 81 своими крепежными элементами 108.For this, in addition to the supporting rods 60, 60.1, with the rotary keels 69 and 77 mounted on them, and their external telescopic elements 63 and 64, in the upper part of the fuselage 1, they are evenly and radially fixed through power fittings, removable supporting rods 84, 85 86, 87, 88, 89, with their external telescopic elements 96, 97, 98, 98, 99, 100, 101, which are fixed at a certain radius from the axis of rotation of the HB and on which, like the elements 63 and 64, is installed and secured by an annular, protective casing 81 with its fasteners 108.

После установки на нижней части силовой платформы 2, необходимого "полезного" груза 8 (фиг. 1, фиг. 3), или установки вертолета с помощью рым-колец 7.1 на (габаритный) груз и закрепления его в крепежных устройствах 7, а так же введения в блок 4.2 бортовой СУ 4.1 (фиг. 15), маршрута и других параметров полета или взятия управления вертолетом, внешним блоком управления 4.1.1 СУ и объективного контроля 4.11, вертолет начинает выполнять задачу.After installing on the lower part of the power platform 2, the necessary "useful" load 8 (Fig. 1, Fig. 3), or installing the helicopter using the eyebolts 7.1 on the (overall) load and securing it in the fastening devices 7, as well as introducing into block 4.2 the onboard SU 4.1 (Fig. 15), the route and other flight parameters or taking control of the helicopter, the external control unit 4.1.1 of the SU and objective control 4.11, the helicopter begins to perform the task.

Запускаются двигатели 14, как это описано выше, и после перевода стартера-генератора 53 в режим генератора и подключения его в бортовую сеть и отключения принудительной подачи топлива в двигатели, оставляя только регулирование количества топлива поступающего в двигатели, СУ увеличивает обороты НВ до взлетного режима, а привод 46, управления (фиг. 5, фиг. 12) общим шагом НВ, поднимает ползун 27 и увеличивает общий шаг каждой лопасти 12 на необходимый угол атаки - вертолет начинает взлет.Engines 14 are started, as described above, and after putting the starter-generator 53 into the generator mode and connecting it to the on-board network and turning off the forced supply of fuel to the engines, leaving only the regulation of the amount of fuel entering the engines, the SU increases the RPM to take-off mode, and the drive 46, control (Fig. 5, Fig. 12) with a common step HB, raises the slider 27 and increases the total step of each blade 12 by the required angle of attack - the helicopter begins to take off.

После отрыва посадочных элементов 6 шасси 5, или нижней части крупногабаритного груза от опорной поверхности, СУ двигателями 79 и по показаниям датчика 80, поворачивает (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 6, фиг. 7) дополнительный поворотный киль 77, находящегося в индуктивном потоке воздуха от вращения НВ, до положения, когда полностью парируются силы трения в кинематической, подвижной связи втулки 10 НВ 11 и стартера-генератора 53 с направляющим стаканом 9 и трение в подшипнике 25 АП 21, исключая вращение (реактивный момент) фюзеляжа 1 с грузом 8 в сторону вращения НВ и, автоматически отслеживает это положение.After tearing off the landing elements 6 of the chassis 5, or the lower part of the bulky cargo from the supporting surface, SU engines 79 and according to the testimony of the sensor 80, turns (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 6, Fig. 7) an additional rotary keel 77, located in the inductive air flow from the rotation of the HB, to the position where the friction forces in the kinematic, mobile coupling of the sleeve 10 of the HB 11 and the starter-generator 53 with the guiding cup 9 and the friction in the bearing 25 of the AP 21 are completely parried, excluding the rotation (reactive moment) of the fuselage 1 with a load of 8 in the direction of rotation of the HB and, vtomaticheski monitors this position.

После достижения вертолетом "высоты принятия решения" на полет по маршруту, СУ двигателями 74 и по показаниям датчика 75, поворачивает (фиг. 1, фиг. 3, фиг. 6, фиг. 7) поворотный киль путевого управления 69, находящегося в индуктивном потоке воздуха от вращения НВ, до положения когда "носовая часть" вертолета поворачивается в строну направления предстоящего полета и, отслеживает это положение киля 69, с учетом курса полета и атмосферных явлений.After the helicopter reaches the “decision-making altitude” for flight along the route, the SU with engines 74 and according to the indications of the sensor 75, turns (Fig. 1, Fig. 3, Fig. 6, Fig. 7) the rotary keel of the track control 69 located in the inductive flux air from the rotation of the HB, to the position where the "nose" of the helicopter rotates in the direction of the upcoming flight and tracks this position of the keel 69, taking into account the course of the flight and atmospheric phenomena.

Система управления, приводами 40 и 43 управления (фиг. 5, фиг. 12, фиг. 13) циклическим шагом лопастей 12 НВ 11, меняя положение их штоков 39.1 и 42.1 и по показаниям датчиков 41 и 44 наклоняет диск-имитатор 37 в сторону необходимого движения вертолета, по тангажу и крену, при этом изменение положения, относительно "горизонта", диска-имитатора 37, изменяет положение штоков 35, 35.1, 35.2 поршней цилиндров 34, 34.1, 34.2 и гидравлическая жидкость по связям 45 поступает в цилиндры 30, 30.1, 30.2 и уравновешивает общее количество гидравлической жидкости во всех парных цилиндрах, а это вызывает (фиг. 5, фиг. 12) наклон кольца управления 24 и изменение циклического шага лопастей 12 тягами 22 на каждый оборот НВ, с дальнейшим отслеживанием СУ направления, высоты и скорости полета вертолета, управляя приводами 40, 43, 46 обеспечивая путевое управление поворотным килем 69 с приводом 67 и обеспечивая парирование реактивного момента дополнительным поворотным килем 77 с приводом 76. При этом в случае необходимости быстрого поворота вертолета вокруг свой оси, или недостаточности аэродинамических характеристик киля 69 (полная выборка углового хода) для этой цели, СУ подключает к путевому управлению вертолета поворотный киль 77, особенно в режиме активного рыскания при маневрировании.The control system, the control drives 40 and 43 (Fig. 5, Fig. 12, Fig. 13) by the cyclic pitch of the blades 12 HB 11, changing the position of their rods 39.1 and 42.1 and, according to the readings of the sensors 41 and 44, tilt the simulator disk 37 towards the necessary the movement of the helicopter in pitch and roll, while changing the position relative to the “horizon” of the simulator disk 37 changes the position of the piston rods 35, 35.1, 35.2 of the pistons of the cylinders 34, 34.1, 34.2 and the hydraulic fluid through the connections 45 enters the cylinders 30, 30.1 , 30.2 and balances the total amount of hydraulic fluid in all twin cylinders, and e o causes (Fig. 5, Fig. 12) the tilt of the control ring 24 and the change in the cyclic pitch of the blades 12 by rods 22 for each rotation of the HB, with further tracking of the control gear, altitude and speed of the helicopter, controlling the drives 40, 43, 46 providing directional control rotary keel 69 with drive 67 and providing parry of the reactive moment with an additional rotary keel 77 with drive 76. In this case, if it is necessary to quickly turn the helicopter around its axis, or the aerodynamic characteristics of keel 69 are insufficient (full selection of angles move) for this purpose, the SU connects the rotary keel 77 to the directional control of the helicopter, especially in the active yaw mode when maneuvering.

Беспилотный вертолет, выполняя полет и пройдя точки поворотов, изменений направления и высоты полета, достигает зону посадки или применения, сброса "полезного" груза 8 по команде блока 4.7 СУ (фиг. 15).An unmanned helicopter, performing a flight and having passed the turning points, changes in the direction and altitude of the flight, reaches the landing or use zone, dumping the "payload" 8 at the command of control unit 4.7 (Fig. 15).

Для посадки вертолета в заданное место, СУ использует алгоритмы в блоке 4.2 СУ (фиг. 15), а именно: спутниковую навигацию, ориентацию по радиомаяку, лазерную подсветку места посадки, или посадку по "фотошаблону" конкретного места посадки, заложенного в СУ, с использованием бортовой видеокамеры блока 4.10.To land a helicopter in a given place, the control system uses the algorithms in block 4.2 control system (Fig. 15), namely: satellite navigation, beacon orientation, laser illumination of the landing site, or landing on the "photo template" of a specific landing place embedded in the control system, with using the on-board video camera of block 4.10.

Вертолет "привязавшись" к месту посадки, подлетает к нему и СУ, приводами 40, 43, удерживает его в соответствующей координате, изменениями циклического шага лопастей НВ, а управляя приводом 46, уменьшает общий шаг лопастей 12 НВ, совершает посадку с заданной скоростью и с учетом "экрана земли".The helicopter “attached” to the landing site, flies up to it and the SU, with drives 40, 43, holds it in the appropriate coordinate, changes in the cyclic pitch of the HB blades, and controlling the drive 46, reduces the overall pitch of the 12 HB blades, lands at a given speed and with given the "screen of the earth."

При этом СУ, приводами 67 и 79, управляя поворотными килями 69 и 77, отслеживает заданное азимутное положение вертолета.At the same time, the control system, drives 67 and 79, controlling the rotary keels 69 and 77, monitors the specified azimuthal position of the helicopter.

Для быстрой "самостоятельной" разгрузки вертолета, крепежные элементы 7 отсоединяются по команде блока 4.7 (фиг. 15) от "полезного" груза и СУ обеспечивает взлет вертолета и его посадку вне зоны нахождения груза.For quick "independent" unloading of the helicopter, the fasteners 7 are disconnected at the command of block 4.7 (Fig. 15) from the "useful" cargo and the SU provides for the helicopter to take off and land outside the cargo area.

Если программа и задача беспилотным вертолетом выполнена и, взлет в ближайшее время не предусматривается, СУ переводит вертолет в состояние ожидания.If the program and task of the unmanned helicopter is completed and take-off is not foreseen in the near future, the SU transfers the helicopter to the standby state.

Поочередно: бортовой СУ 4.1 и блоком питания 4.3 (фиг. 15, фиг. 16) перекрывается движение топлива в двигатели 14 в лопастях 12, стартер-генератор 53 блоком 4.2 и инвертором 53.1 переводится в режим торможения НВ, а после его остановки, стартер-генератор переводится в обычный режим ожидания, приводы 40, 43, 47, 67, 79 устанавливают лопасти 12 и поворотные кили 69 и 77 в исходное (нулевое) положение.Alternately: the onboard SU 4.1 and the power supply 4.3 (Fig. 15, Fig. 16) block the movement of fuel into the engines 14 in the blades 12, the starter-generator 53 by the block 4.2 and the inverter 53.1 is put into HB braking mode, and after it stops, the starter the generator is put into normal standby mode, drives 40, 43, 47, 67, 79 set the blades 12 and rotary keels 69 and 77 to their original (zero) position.

Если груз 8 не был "выгружен самим вертолетом", он отсоединяется от устройств 7 его крепления на нижней части силовой платформы 2, а вертолет, с использованием рым-колец 7.1, снимается с груза 8 (габаритного) и устанавливается на шасси вне зоны груза.If the load 8 was not “unloaded by the helicopter itself,” it is disconnected from the attachment devices 7 on the lower part of the power platform 2, and the helicopter, using the eyebolts 7.1, is removed from the load 8 (overall) and mounted on the chassis outside the cargo area.

Бортовая СУ 4.1, или блок СУ внешнего управления 4.1.1 отключает электропитание бортовой сети вертолета, кроме самого блока питания 4.3 (фиг. 16, фиг. 15) и приемо-передающих блоков 4.12 и 4.9.The on-board control system 4.1, or the control unit external control 4.1.1, disconnects the power supply to the on-board network of the helicopter, except for the power supply unit 4.3 (Fig. 16, Fig. 15) and the transmit-receive units 4.12 and 4.9.

Работа вертолета под управлением Системы управления и ее базовых компонентов 4.1, 4.1.1 и 4.3 (фиг. 15, фиг. 16) завершена, другие - дополнительные действия и обслуживание производится техническими специалистами.The operation of the helicopter under the control of the Control System and its basic components 4.1, 4.1.1 and 4.3 (Fig. 15, Fig. 16) is completed, others - additional actions and maintenance are carried out by technical specialists.

При этом в аварийной ситуации, при невозможности вертолетом достигнуть места назначения из-за повреждения, например: топливного бака 4, двигателей 14 и их отключения, СУ приводом 46 опускает ползун 27 по направляющему стакану 9 и устанавливает угол атаки (общий шаг) лопастей 12 на угол с отрицательным значением, что позволяет перевести несущий винт в режим авторотации и, он будет продолжать вращаться, в ту же сторону в которую вращался, от восходящего потока воздуха при снижении вертолета. При этом СУ, приводами 67 и 76, управляя килями 69 и 77, стабилизирует азимутное положение вертолета и парирует реактивный момент НВ.At the same time, in an emergency, if it is impossible to reach the destination by helicopter due to damage, for example: fuel tank 4, engines 14 and their shutdowns, the SU drive 46 lowers the slider 27 along the guiding glass 9 and sets the angle of attack (total pitch) of the blades 12 on an angle with a negative value, which allows you to put the rotor in autorotation mode and, it will continue to rotate, in the same direction in which it rotated, from the upward flow of air with a decrease in the helicopter. In this case, the control system, drives 67 and 76, controlling the keels 69 and 77, stabilizes the azimuthal position of the helicopter and fights off the reactive torque of the HB.

При снижении вертолета до зоны действия "экрана земли", СУ приводом 46, поднимает ползун 27 и устанавливает лопасти 12 на угол атаки (общий шаг) с положительным значением, что позволяет, за счет инерции вращения несущего винта, получить кратковременную тягу (подъемную силу) НВ и осуществить посадку с приемлемой вертикальной скоростью, без разрушения вертолета и его "полезного" груза.When reducing the helicopter to the zone of operation of the "earth screen", the SU with the drive 46 raises the slider 27 and sets the blades 12 to the angle of attack (common step) with a positive value, which allows, due to the inertia of the rotor rotation, to obtain short-term traction (lifting force) NV and land at an acceptable vertical speed, without destroying the helicopter and its "payload".

Предлагаемый беспилотный вертолет, имеет следующие преимущества:The proposed unmanned helicopter has the following advantages:

-- конструкция вертолета позволяет изготавливать его на 80% из композитных материалов, кроме двигателей, втулки и автомата перекоса, что определяет высокую технологичность его изготовления и низкую себестоимость;- the design of the helicopter allows it to be manufactured for 80% of composite materials, except for engines, bushings and a swashplate, which determines the high manufacturability of its manufacture and low cost;

-- возможность изготавливать типоразмеры вертолетов, с полезной нагрузкой от 150 кг до 3000 кг, без дополнительных технических решений, и за счет этого получать необходимую грузоподъемность, при соотношении собственного веса вертолета к полезной нагрузке 1:3;- the ability to produce helicopter sizes with payloads from 150 kg to 3000 kg, without additional technical solutions, and thereby obtain the necessary carrying capacity, with a ratio of the helicopter's own weight to the payload of 1: 3;

-- повышенная безопасность в определенных условиях эксплуатации, при полетах в горной местности, в городской черте и при скоплении людей, а так же в "плотном строю", за счет применения съемного кольцевого кожуха (импеллера) и "способность" вертолета, разгружаться самостоятельно;- increased safety in certain operating conditions, when flying in mountainous areas, in urban areas and when crowding, as well as in "tight formation", through the use of a removable ring casing (impeller) and the "ability" of the helicopter to unload independently;

-- высокая маневренность за счет применения асинхронных поворотных килей и торсионного крепления лопастей НВ во втулке, а так же рациональная центровка и низкое расположение центра тяжести;- high maneuverability due to the use of asynchronous rotary keels and torsion fastening of the HB blades in the sleeve, as well as rational alignment and low center of gravity;

-- высокая автономность, за счет использования стартера-генератора, экономичности силовой установки и ее многотопливности.- high autonomy, through the use of a starter-generator, the efficiency of the power plant and its multi-fuel.

Исследования, отработка основных элементов беспилотного вертолета и их изготовление (фиг. 9), подтвердили их высокую надежность и работоспособность, при этом при исследовании и отработке несущего винта в совокупности с двигателями ЦРДД, использовались расчеты [5], представленные в "перечне взятых во внимание материалах", а простота конструкции и ее технологичность, позволяют утверждать, что беспилотный вертолет, отвечает требованиям новизны и соответствует требованиям к конструкции при серийном производстве.Research, development of the main elements of an unmanned helicopter and their manufacture (Fig. 9), confirmed their high reliability and performance, while in the study and development of the rotor in combination with the engine, the calculations were used [5], presented in the "list taken into account materials ", and the simplicity of the design and its manufacturability, allow us to argue that the unmanned helicopter meets the requirements of novelty and meets the design requirements for mass production.

Источники информации, взятые во внимание при разработке технического решения "Беспилотный вертолет "Тень":Sources of information taken into account when developing the technical solution "Shadow Unmanned Helicopter":

RU 2271310 от 06.12.2000; RU 2344967 от 24.07.2007;RU 2271310 dated 06.12.2000; RU 2344967 dated July 24, 2007;

RU 2238221 от 04.12.2002; RU 2128130 от 13.05.1997;RU 2238221 dated 04.12.2002; RU 2128130 dated 05/13/1997;

RU 2086476 от 13.04.1993; RU 2566177 от 21.11.2013;RU 2086476 dated 04/13/1993; RU 2566177 dated 11/21/2013;

RU 2133210 от 27.04.1995; RU 157424 от 28.07.2015;RU 2133210 dated 04/27/1995; RU 157424 from 07.28.2015;

RU 2390815 от 13.10.2008; RU 2276649 от 29.12.2004;RU 2390815 dated October 13, 2008; RU 2276649 dated December 29, 2004;

RU 2059536 от 07.12.1993 (аналог); RU 82674 от 11.11.2008;RU 2059536 dated 12/07/1993 (analogue); RU 82674 dated 11.11.2008;

RU 2067952 от 20.10.1996; RU 168875 от 24.08.2016 (прототип).RU 2067952 from 10.20.1996; RU 168875 from 08.24.2016 (prototype).

1. - УДК 629. 753. В.И. Шайдаков. Аэродинамические характеристики системы "винт в кольце", Научный вестник МГТУ ГА, №226, 2016.1. - UDC 629. 753. V.I. Shaidakov. Aerodynamic characteristics of the screw-in-ring system, Scientific Bulletin of MSTU GA, No. 226, 2016.

2. - Лебедев И.М., Расчет торсиона несущего винта в системе MSC. Nastran, КГТУ (КАИ) им. А.Н. Туполева, Казань, 2015.2. - Lebedev IM, Calculation of the rotor torsion in the MSC system. Nastran, KSTU (KAI) named after A.N. Tupolev, Kazan, 2015.

3. - Г. Лазарев, "Реактивный вертолет В-7", Журнал "Техника-Молодежи", №4 - 1999. (аналог).3. - G. Lazarev, "V-7 Jet Helicopter", "Technics-Youth" Magazine, No. 4 - 1999. (analog).

4. - Володко A.M., "Основы аэродинамики и динамики полета вертолетов, Учебн. пособие для вузов. - М. Транспорт, 1988. - с. 136-180.4. - Volodko A.M., "Fundamentals of aerodynamics and flight dynamics of helicopters, Textbook for universities. - M. Transport, 1988. - S. 136-180.

5. - УДК 629.735.33. Ю.М. Игнаткин, С.Г. Константинов, "Исследование аэродинамических характеристик несущего винта вертолета методом CFD". Электронный журнал "Труды МАИ", Выпуск №57.5. - UDC 629.735.33. Yu.M. Ignatkin, S.G. Konstantinov, "Investigation of the aerodynamic characteristics of the rotor of a helicopter by CFD method." Electronic journal "Transactions of Moscow Aviation Institute", Issue No. 57.

Claims

1. An unmanned helicopter containing a fuselage, a chassis, a fuel tank, a rotor located and mounted by means of a sleeve on a guide cup mounted on the top of the fuselage, while the swash plate is also mounted on the guide cup with integrated common and cyclic pitch control drives of the rotor, and the power plant is made in the form of centrifugal jet detonation engines (CRD) installed in the end parts of the rotor blades, and for directional control there is a rotary ki located under the rotor blades and mounted on the axis of rotation of the drive, characterized in that to the upper part of the fuselage, parallel to the plane of rotation of the rotor, support rods are fixed radially, uniformly and on one axis, on one of which the drive with a rotary track keel is fixed control, and on another carrier rod the drive is fixed, on the axis of rotation of which an additional rotary keel is installed, while the rotor blades are connected to the sleeve by means of elastic axes made in the form of a torsion bar in.

2. An unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that a spherical protective shield made of a composite radio-transparent material is mounted and fixed on the upper part of the guide cup, under which transceiver elements of communication, control and navigation are placed, moreover, the lower part of the spherical screen is made in the form protective cover of the starter-generator, which is installed and secured between the sleeve and the guide cup, while the rotor speed sensor is built into the starter-generator.

3. An unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that the rotary keel of the track control, the additional rotary keel and their drives are made similar to each other, while they are mounted and fixed on the supporting rods symmetrically with respect to the axis of rotation of the rotor and are equipped with sensors for the angular position of the keels .

4. An unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that the fuselage is made in the form of a hollow vertical structure of a rounded shape located along the axis of rotation of the rotor, and control and operating means are installed and mounted in the fuselage, while a power platform is attached to the lower part of the fuselage and the fuel tank, in the form of several sections, is located around the fuselage and is fixed to its lower part.

5. An unmanned helicopter according to claim 1 or 4, characterized in that on the lower part of the power platform there are fasteners for fastening, launching and dumping the payload, and on the upper part of the power platform there are removable fasteners in the form of eye rings for moving the helicopter when it is installed on a large payload and removed from it, the chassis is fixed along the outer perimeter of the power platform and made in the form of several elastic struts with supporting landing elements in their lower parts.

6. The unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that the supporting rods on which the rotary keels are mounted are fixed to the upper part of the fuselage by means of power fittings that are integral with these rods, while the supporting rods consist of two parts and have a tubular telescopic structure, and the outer parts, with a smaller diameter, are removable and installed inside the fixed parts, with the possibility of fixing them at a certain radius from the axis of rotation of the rotor.

7. An unmanned helicopter according to claim 1 or 6, characterized in that the main rotor is equipped with a removable protective annular casing, for which removable additional supporting rods with telescopic outer parts are radially and evenly fixed to the upper part of the fuselage, similar to supporting rods with mounted rotary keels while the protective casing is fastened with its lower part, with the possibility of removal, with external telescopic parts of additional supporting rods and rods with rotary keels, while the annular casing is made of composites total material with stiffeners on the outside, on which the cowl fairing is made of foam structural material.

8. An unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that a rotating collector is mounted on the guide cup to connect the fuel and electrical communications in the fuselage to the communications in the rotor blades and in the engines of the CRD.

9. An unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that the built-in drives of the swashplate are equipped with position sensors of the actuators' actuating elements.