RU2432300C2

RU2432300C2 - Convertible drone rotorcraft

Info

Publication number: RU2432300C2
Application number: RU2009148021/11A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров (RU); Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2009-12-23
Filing date: 2009-12-23
Publication date: 2011-10-27
Also published as: RU2009148021A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering and my be used in designs of light convertiplanes and drone rotorcraft. Proposed machine comprises fuselage, engine, tail unit and three-leg fixed landing gear, and represents aerodynamic tandem configuration with variable-sweep wings. It incorporates low front and high rear wings that may deflect back and forth through direct and back swept angles and be moved into relevant wells in conversion into helicopter, and V-like tail unit. Transverse rocking arm is articulated atop fuselage to support lengthwise rocking arm wherein engine nacelle is made while main reduction gearbox is arranged in cone. Central reduction gear is coupled with main reduction gearbox output shaft with angular reduction gearboxes with rotors. Swinging of said rocking arms allows controlling convertible drone rotorcraft flight.

EFFECT: simplified transmission, better controllability and expanded flying performances.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции легких конвертопланов и беспилотных винтокрылов - преобразуемых винтокрылых летательных аппаратов с поворотными винтами, совмещающих особенности комбинированных вертолетов при их наземном и палубном базировании.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of light convertiplanes and unmanned rotorcraft - convertible rotorcraft with rotary propellers that combine the features of combined helicopters with their ground and deck based.

Известен многоцелевой дистанционно пилотируемый вертолет-самолет (Россия) [1], представляющий собой моноплан с передним горизонтальным оперением (ПГО) и трапециевидным крылом с наплывами, имеющими в плане V-образные изломы, образующие переменную стреловидность по их передним кромкам, содержащий двухкилевое вертикальное оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, систему трансмиссии с синхронизирующим валом, проложенным внутри короткого фюзеляжа и обеспечивающим равномерное распределение мощности силовой установки между носовым и хвостовым поворотными винтами, создающими горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное, неубирающееся, колесное шасси с передней и главными опорами.Known multi-purpose remotely piloted helicopter aircraft (Russia) [1], which is a monoplane with front horizontal tail (PGO) and a trapezoidal wing with influxes, having in plan V-shaped kinks that form a variable sweep along their leading edges, containing a two-keel vertical tail mounted to the wing consoles on nacelles, a transmission system with a synchronizing shaft, laid inside the short fuselage and providing a uniform distribution of power of the power plant between but Owl and tail rotary screws, creating horizontal traction and corresponding deviation, vertical or inclined traction, three-post, fixed gear, wheeled chassis with front and main supports.

Признаки, совпадающие - наличие двух несущих плоскостей аэродинамической схемы «утка» ПГО и крыло, снабженное гондолами с разнесенным двухкилевым оперением и наплывами, имеющими переменную стреловидность по передним их кромкам и объединяющие в единую конструкцию крыло и фюзеляж, представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль. Поворотные тянущий и толкающий винты, оснащенные синхронизирующим валом, расположены соответственно в передней и задней частях фюзеляжа и обеспечивают горизонтальную тягу и отклонением вверх и вниз от горизонтального положения соответственно вертикальную на угол 90° и наклонную тягу на угол 65° при вертикальном и коротком взлете и посадке.Signs that coincide - the presence of two load-bearing planes of the aerodynamic structure “duck” of the PGO and a wing equipped with gondolas with spaced two-keel plumage and influxes with variable sweep along their front edges and uniting the wing and fuselage in a single structure, which is an S-shaped plane of symmetry profile. Rotary pulling and pushing screws equipped with a synchronizing shaft are located respectively in the front and rear parts of the fuselage and provide horizontal traction and deviation up and down from the horizontal position, respectively, 90 ° vertical and inclined 65 ° draft for vertical and short take-off and landing .

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что диаметры носового и хвостового винтов ограничены высотой стоек, особенно, главного шасси и, как следствие, это ограничивает вертикальную тяговооруженность, и уменьшает взлетный вес, и предопределяет при взлете-посадке по-самолетному возможность только короткого взлета-посадки с отклоненными винтами на угол 65°. Вторая - это то, что при переходных режимах полета продольная устойчивость обеспечивается парой несущих плоскостей, ПГО и крылом, что осложняет стабильность управления, особенно, при взлете-посадке (когда уменьшается скорость полета) и увеличении угла атаки ПГО может приводить к срыву потока раньше, чем на крыле и, следовательно, к «клевку», а также и при крейсерском полете, если срыв происходит одновременно резко и на всей поверхности ПГО, то это может сопровождаться быстрым и довольно резким пикированием и на больших отвесных углах. Третья - это то, что при висении продольное расположение носового и хвостового винтов (без управления циклическим его шагом) осложняет поперечное управление и для чего необходимо отклонение вверх одной из двух концевых частей крыла, изменяя массовую симметрию, создает момент крена М_х в сторону другой не отклоненной концевой части. Это усложняет как конструкцию, так и осложняет при его висении поперечную управляемость.Reasons that impede the task: the first is that the diameters of the nose and tail screws are limited by the height of the struts, especially the main chassis, and, as a result, this limits the vertical thrust ratio and reduces take-off weight, and determines the possibility of airplane take-off and landing only short take-off and landing with deflected screws at an angle of 65 °. The second one is that during transient flight modes, longitudinal stability is provided by a pair of bearing planes, PGOs and a wing, which complicates control stability, especially during take-off and landing (when the flight speed decreases) and an increase in the PGO attack angle can lead to flow stall earlier than on the wing and, consequently, to “peck”, as well as during cruise flight, if the breakdown occurs simultaneously sharply and on the entire surface of the PGO, this can be accompanied by a quick and rather sharp dive at large vertical angles. The third is that when hanging, the longitudinal arrangement of the nose and tail screws (without controlling its cyclic pitch) complicates lateral control and for this it is necessary to deviate upward one of the two end parts of the wing, changing the mass symmetry, creating a roll moment M _x towards the other side deflected end portion. This complicates both the design and complicates the lateral controllability when it hangs.

Известен беспилотный вертолет мод. Ка-137 ОКБ «им. Камова» (Россия), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет фюзеляж сферической формы без оперения и силовую установку, включающую двигатель, смонтированный в моторном отсеке и передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов на соосные двухлопастные винты, обеспечивающие вертолетные и крейсерские режимы полета, шасси четырехстоечное рессорного типа для амортизационной посадки.Known unmanned helicopter mod. Ka-137 Design Bureau Kamova ”(Russia), made according to a twin-screw coaxial scheme, has a spherical fuselage without plumage and a power unit including an engine mounted in the engine compartment and transmitting torque through the main gearbox and shaft system to coaxial two-bladed propellers providing helicopter and cruising flight modes , four-rack chassis spring type for shock absorption landing.

Признаки, совпадающие - наличие поршневого двигателя и главного редуктора, передающего мощность на несущие винты, создающие вертикальную тягу, а соответствующие изменения общего шага и циклического шага винтов, обеспечивают перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации при его полете, вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Вертолет мод. Ка-137 при взлетном весе 310 кг способен перемещаться на высоте 5000 м со скоростью до 175 км/ч, время полета может составить до 4 ч, дальность полета - до 530 км, имеет при сложенных лопастях винтов стояночные габариты (3,6×1,3×2,3 м) и может использоваться в беспилотных вертолетных комплексах, выполненных в трех исполнениях: наземно-мобильном, аэромобильном и корабельном.Signs that coincide - the presence of a piston engine and a main gearbox that transfers power to the rotors creating vertical traction, and the corresponding changes in the common pitch and cyclic pitch of the screws provide up-down, back-and-forth, left-right and any combination when in flight, the rotation of the coaxial screws is synchronizing and oppositely directed. Helicopter mod. Ka-137 with a take-off weight of 310 kg is capable of moving at an altitude of 5000 m at a speed of up to 175 km / h, flight time can be up to 4 hours, flight range - up to 530 km, has parking dimensions with folded propeller blades (3.6 × 1 , 3 × 2.3 m) and can be used in unmanned helicopter complexes made in three versions: ground-mobile, airmobile and ship.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы имеет большой объем регламентных работ, малую весовую отдачу и радиус действия, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов перекоса, создающие неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования, весьма снижают разрешающую способность аэрофотосъемочной аппаратуры и, особенно, ТВ камеры; вторая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования и транспортирования; третья -это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с шарнирным креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту.Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propeller of a twin-screw coaxial circuit has a large amount of routine maintenance, low weight return and radius of action, and constant vibrations arising from the operation of the swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment , greatly reduce the resolution of aerial photography equipment, and especially a TV camera; the second is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, complicates the reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of basing and transportation; the third is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with hinged blades, there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является гидроконвертовинтоплан (Россия) [3], содержащий моноплан с трапециевидным крылом, фюзеляж, к разнесенным продольным проушинам которого шарнирно установлены две силовые разновеликие балки ломающейся траверсы, имеющей возможность отклонения ее балок в вертикальной продольной плоскости и снабженная на противоположенных ее вершинах несущими винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением траверсы наклонную тягу и смонтированными на каждом редукторе винтов, входные валы которых связаны карданными валами с главным редуктором, смонтированным на верхней части фюзеляжа и приводимым двигателем, хвостовое оперение и трехстоечное, неубирающееся, колесное шасси с носовой и главными опорами.Closest to the proposed invention is a hydro-envelope-propeller-wing (Russia) [3], containing a monoplane with a trapezoidal wing, a fuselage, to the spaced longitudinal eyes of which two power different-sized beams of a breaking beam, having the ability to deflect its beams in a vertical longitudinal plane and provided on its opposite, are articulated the tops of the rotors, creating a vertical and corresponding deviation of the traverse inclined traction and mounted on each screw reducer, the input ly cardan shafts which are connected to the main gear mounted on the top of the fuselage and engine driven, and the tailplane tricycle, fixed landing, the wheeled landing gear and main bearings.

Признаки, совпадающие - наличие в четырехвинтовой поперечно-продольной схеме синхронно поворачиваемых консольных винтов и отклоняемых вперед и назад от горизонтального положения соответственно на угол -12° и на угол -5° двух силовых балок ломающейся ромбовидной в плане траверсы с двухлопастными несущими винтами со складывающимися их лопастями, преобразующими вертикальную тягу в наклонную, вращение винтов - синхронизирующее и в каждой их паре противоположно направленное, при висении поперечное управление осуществляется левым и правым консольными винтами, продольное управление - передним и задним двухлопастными несущими винтами, трехкилевое оперение с управляемым стабилизатором.Signs that coincide - the presence in the four-screw transverse longitudinal scheme of synchronously rotated cantilever screws and deflected forward and backward from the horizontal position, respectively, by an angle of -12 ° and an angle of -5 ° of two power beams of a breaking diamond-shaped beam in terms of a traverse with two-bladed main rotors with their folding the blades that convert the vertical thrust into an inclined one, the rotation of the screws is synchronizing and in each of their pairs oppositely directed, when hanging the transverse control is carried out left and right to with on-screw, longitudinal control - front and rear two-bladed main rotors, three-fin plumage with controlled stabilizer.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что дополнительный вес агрегатов крыльевой трансмиссии значительно уменьшает весовую отдачу. Вторая - это то, что тянущие винты при повороте их с консолями крыла и с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета не обеспечивают достаточную стабильность управления и создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы. Третья - это то, что две силовые разновеликие балки ломающейся траверсы предопределяют сложность редуцирования и трансмиссии несущих винтов, а консольные поворотные тянущие винты поперечного управления, увеличивают размах крыла и ограничивают возможности его базирования на площадках ограниченного размера и, особенно, на кораблях.Reasons that hinder the task: the first is that the additional weight of the wing transmission units significantly reduces the weight return. The second one is that when pulling them with the wing consoles and increasing its angle of attack during transient flight modes, the pulling screws do not provide sufficient control stability and create a risk of flow stall on the wing until the screws create the necessary lifting force. The third is that two different-sized power beams of a breaking crosshead determine the complexity of the reduction and transmission of rotors, and cantilever rotary pulling screws of the transverse control, increase the wing span and limit its ability to base on sites of limited size and, especially, on ships.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном гидроконвертовинтоплане увеличения весовой отдачи и упрощения конструкции крыла с консольными винтами, привода траверсы и карданных соединений в продольных валах, упрощения поперечного управления при вертикальном взлете-посадке и висении, уменьшения удельного расхода топлива, повышения скорости и дальности его полета и расширения возможностей его базирования на площадках ограниченного размера.The present invention solves the problem in the aforementioned known hydro-envelope propeller-plane to increase weight return and simplify the design of the wing with cantilever screws, drive the traverse and cardan joints in the longitudinal shafts, simplify lateral control during vertical take-off and landing, reduce specific fuel consumption, increase its speed and range flight and expand its basing capabilities on sites of limited size.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного гидроконвертовинтоплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по аэродинамической схеме «тандем» с крыльями изменяемой геометрии и конвертируемой компоновкой, обеспечивающие возможность преобразования его полетной конфигурации с вертолета двухвинтовой продольной схемы в винтокрыл с двумя несущими винтами и тандемно расположенными крыльями и обратно и оснащен по бокам передней и кормовой частей фюзеляжа соответственно консолями низкорасположенного переднего и высокорасположенного заднего крыльев, снабженными возможностью синхронного их отклонения в плоскости хорды каждого крыла относительно опорных шарнирных узлов, смонтированных в наплывах последних, вперед и назад соответственно на углы обратной и прямой стреловидности, соответствующие условиям, улучшающим взлетно-посадочные и летно-технические характеристики винтокрыла, и поворачивания консолей в боковые ниши, расположенные от соответствующих задних их кромок по краям фюзеляжа, при его трансформации в вертолет, и снабжен под хвостовой балкой двухкилевым оперением, кили которого, отклоненные под положительным углом развала от плоскости симметрии, образуют обратную V-образность и увеличивают устойчивость по рысканию и крену, при этом подвижные консоли крыльев, изменяющие их стреловидность, обеспечивают у крыльев с обратной стреловидностью максимальные их площади, соотносящиеся так, что площадь заднего крыла превышает в два раза площадь переднего, причем ломающаяся траверса, выполненная в виде цельной продольной качалки, на которой установлены мотогондола и в обтекателе редукторы - главный и над ним центральный, соединенный с последним, оснащен удлиненными продольными выходными его валами, расположенными в соответствующих равновеликих профилированных корпусах, снабженных на их концах угловыми редукторами, оснащенными на выходном валу каждого несущим винтом и каждый из выходных валов, обеспечивая в паре уровень плоскости вращения лопастей заднего несущего винта выше переднего, равноудален от центра его масс, при этом продольная качалка с разнесенными продольными шарнирными узлами, поперечная ось отверстий которых расположена над центром масс и смонтированными на верхней части поперечной качалки, установленной в верхнем отсеке фюзеляжа и оснащенной на нижней ее части разнесенными поперечными шарнирными узлами и возможностью ее поворота относительно этих шарнирных узлов, продольная ось которых расположена вдоль плоскости симметрии и образует с поперечной качалкой овальную в плане поперечно-продольную качалку, расположенную в гофрированном обтекателе фюзеляжа большей своей осью вдоль плоскости симметрии и изменяющую в двух плоскостях углы наклона плоскостей вращения лопастей двух несущих винтов, обеспечивает возможность фиксированного одновременного или независимого отклонения продольной и поперечной качалок в соответствующих плоскостях так, что, изменяя углы наклона в направлении полета продольной и поперечной качалок от горизонтального положения вперед-назад и влево-вправо, осуществляет при висении и крейсерском его полете соответствующее и в любой комбинации поступательное его перемещение.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned well-known hydro-rotorcraft, closest to it, are the fact that it is made according to the tandem aerodynamic scheme with wings of variable geometry and a convertible layout, which makes it possible to convert its flight configuration from a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme to a rotorcraft with two main rotors and tandem-mounted wings and back and is equipped on the sides of the front and aft parts of the fuselage, respectively, to salts of the low front and high rear wings, equipped with the possibility of their simultaneous deviation in the plane of the chord of each wing relative to the support hinge assemblies mounted in the influx of the latter, forward and backward, respectively, to the angles of reverse and direct sweep, corresponding to conditions that improve takeoff and landing and flight technical characteristics of the rotorcraft, and the rotation of the consoles in the side niches located from their respective rear edges along the edges of the fuselage, during its transfer helicopter, and is equipped with a two-keel feathering under the tail boom, the keels of which, deflected at a positive camber angle from the plane of symmetry, form an inverse V-shape and increase yaw and roll stability, while the movable wing consoles, which change their sweep, provide for the wings with reverse sweep their maximum areas, correlated so that the area of the hind wing exceeds twice the area of the front, and the breaking beam, made in the form of an integral longitudinal rocking chair, on a nacelle is installed and in the fairing gears - the main one and above it the central one, connected to the last one, equipped with elongated longitudinal output shafts thereof, located in corresponding equal-sized profiled bodies, equipped with angular gearboxes at their ends, equipped with a rotor on each output shaft and each of the output shafts, providing a pair of the level of the plane of rotation of the blades of the rear rotor above the front, is equidistant from the center of mass, while the longitudinal rocking with spaced with hinged nodes, the transverse axis of the holes of which are located above the center of mass and mounted on the upper part of the transverse rocker installed in the upper compartment of the fuselage and equipped on its lower part with spaced transverse hinged nodes and the possibility of its rotation relative to these hinged nodes, the longitudinal axis of which is located along the plane symmetry and forms with a transverse rocking chair an oval in plan transverse longitudinal rocking chair located in the corrugated fairing of the fuselage with its greater axis along plane of symmetry and changing in two planes the angles of inclination of the planes of rotation of the blades of the two rotors, provides the possibility of a fixed simultaneous or independent deviation of the longitudinal and transverse rockers in the respective planes so that by changing the angles of inclination in the direction of flight of the longitudinal and transverse rockers from a horizontal position back and forth and left-right, it carries out corresponding and in any combination translational movement while hovering and cruising it.

Благодаря наличию этих признаков обеспечивается возможность преобразования полетной конфигурации легкого беспилотного конвертовинтокрыла с вертолета двухвинтовой продольной схемы в винтокрыл с двумя несущими винтами и тандемным расположением крыльев и обратно. При этом он оснащен по бокам передней и кормовой частей фюзеляжа соответственно консолями низкорасположенного переднего и высокорасположенного заднего крыльев, которые снабжены возможностью синхронного их отклонения в плоскости хорды каждого крыла относительно опорных шарнирных узлов, смонтированных в наплывах последних, вперед и назад соответственно на углы обратной и прямой стреловидности, соответствующие условиям, улучшающим взлетно-посадочные и летно-технические характеристики винтокрыла, и поворачивания их в боковые соответствующие ниши при его трансформации в вертолет и имеет под хвостовой балкой двухкилевое оперение, кили обратной V-образности которого отклонены под положительным углом развала от плоскости симметрии, при этом подвижные консоли крыльев, изменяющие их стреловидность, обеспечивают у крыльев с обратной стреловидностью максимальные их площади, соотносящиеся так, что площадь заднего крыла превышает в два раза площадь переднего. Это увеличивает устойчивость по крену и рысканию, упрощает конструкцию крыла с поворотными винтами. Причем тандемные крылья, отклоненные в плоскости хорды каждого крыла вперед на углы прямой стреловидности, снижая нагрузку на высоконагруженные несущие винты, увеличивают крейсерскую скорость его полета и улучшают летно-технические характеристики. Ломающаяся траверса, выполненная в виде продольной качалки, на которой смонтированы мотогондола, главный редуктор и над ним центральный, соединенный с последним, оснащен удлиненными продольными выходными его валами, расположенными в соответствующих профилированных корпусах, снабженных на концах угловыми редукторами с несущими винтами. При этом продольная качалка с ее шарнирными узлами, поперечная ось отверстий которых расположена над центром масс и смонтированными на верхней части поперечной качалки, которая в свою очередь на нижней ее части оснащена поперечными шарнирными узлами, допускающими ее поворот относительно продольной оси, расположенной вдоль плоскости симметрии, смонтированными в верхнем отсеке фюзеляжа, образует с поперечной качалкой овальную в плане поперечно-продольную качалку, расположенную в гофрированном обтекателе фюзеляжа и большей своей осью вдоль плоскости симметрии, и изменяющую в двух плоскостях углы наклона плоскостей вращения лопастей двух несущих винтов, обеспечивает возможность фиксированного одновременного или независимого отклонения продольной и поперечной качалок в соответствующих плоскостях так, что, изменяя углы наклона в направлении полета продольной и поперечной качалок от горизонтального положения вперед-назад и влево-вправо, осуществляет при висении и крейсерском его полете соответствующее и в любой комбинации поступательное его перемещение. Это позволяет на вертолетных режимах его полета упростить продольно-поперечное управление, конструкции карданных соединений в продольных валах и привода траверсы, уменьшить его высоту, размещая поперечно-продольную качалку в верхнем отсеке фюзеляжа и мотогондолу с двигателем силовой установки на продольной качалке между ее шарнирных узлов и обеспечить возможность его базирования на площадках ограниченного размера.Due to the presence of these signs, it is possible to convert the flight configuration of a light unmanned rotorcraft from a twin-rotor longitudinal helicopter into a rotorcraft with two main rotors and a tandem arrangement of the wings and vice versa. At the same time, it is equipped on the sides of the front and aft parts of the fuselage, respectively, with consoles of the lower front and high rear wings, which are equipped with the possibility of their simultaneous deviation in the plane of the chord of each wing relative to the support hinge assemblies mounted in the influx of the latter, forward and backward, respectively, to the angles of the inverse and direct sweeps corresponding to conditions that improve the takeoff and landing and flight performance of the rotorcraft, and turning them to the side, respectively when it transforms into a helicopter, it has two keel feathers under the tail boom, the keels of the reverse V-shape are deviated at a positive camber angle from the plane of symmetry, while the movable wing consoles, which change their sweep, provide their maximum areas for wings with reverse sweep, correlated so that the area of the hind wing exceeds twice the area of the front. This increases the roll and yaw stability, simplifies the design of the wing with rotary screws. Moreover, tandem wings, deflected forward in the chord plane of each wing forward by straight sweep angles, reducing the load on highly loaded rotors, increase the cruising speed of its flight and improve flight performance. The breaking traverse, made in the form of a longitudinal rocking chair, on which the nacelle is mounted, the main gearbox and above it the central gearbox connected to the latter, is equipped with elongated longitudinal output shafts located in the corresponding profiled cases, equipped at the ends with angular gearboxes with rotors. In this case, the longitudinal rocking chair with its hinge nodes, the transverse axis of the holes of which are located above the center of mass and mounted on the upper part of the transverse rocking chair, which in turn is equipped on its lower part with transverse hinge nodes, allowing it to rotate relative to the longitudinal axis located along the symmetry plane, mounted in the upper compartment of the fuselage, forms with a transverse rocking chair an oval in plan transverse longitudinal rocking chair located in the corrugated fairing of the fuselage and its larger axis in along the plane of symmetry, and changing in two planes the angles of inclination of the planes of rotation of the blades of the two rotors, provides the possibility of fixed simultaneous or independent deviation of the longitudinal and transverse rockers in the respective planes so that by changing the angles of inclination in the direction of flight of the longitudinal and transverse rockers from a horizontal position forward -Back and left-right, carries out a corresponding and in any combination translational movement when hovering and cruising it. This allows us to simplify the longitudinal-transverse control, the design of the cardan joints in the longitudinal shafts and the yoke drive, in helicopter modes of flight, to reduce its height by placing the transverse-longitudinal rocking chair in the upper fuselage compartment and the engine nacelle with the power plant on the longitudinal rocking chair between its hinged units and provide the possibility of its basing on sites of limited size.

Предлагаемое изобретение беспилотного конвертовинтокрыла (БКВК) с конвертируемой полетной конфигурацией, двухвинтовой несущей системой и крыльями изменяемой геометрии иллюстрируется чертежами (фиг.1 и 2).The present invention unmanned rotary-wing rotorcraft (BKVK) with a convertible flight configuration, twin-screw carrier system and wings of variable geometry is illustrated by drawings (Fig.1 and 2).

На фиг.1 изображен БКВК общий вид сверху в полетной конфигурации винтокрыла аэродинамической схемы «тандем» с двухвинтовой несущей системой для непосредственного управления маршевой тягой и их подъемной силой совместно с тандемно расположенными крыльями.Figure 1 shows the BKVK General view from above in the flight configuration of a tandem aerodynamic rotorcraft with a twin-screw carrier system for direct control of the marching thrust and their lifting force together with tandem-mounted wings.

На фиг.2 изображен БКВК общий вид сбоку в полетной конфигурации вертолета двухвинтовой продольной схемы с убранными тандемно расположенными крыльями в соответствующие боковые ниши по краям фюзеляжа.Figure 2 shows the BKVK side view in a flight configuration of a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme with the tandem wings retracted in the corresponding side niches along the edges of the fuselage.

Беспилотный конвертовинтокрыл, представленный на фиг.1 и 2, выполнен по аэродинамической схеме «тандем» с двухвинтовой несущей системой, содержит фюзеляж 1 прямоугольного сечения с закругленными краями и в обтекателях переднее вспомогательное колесо 2 и боковые главные колеса 3. Низкорасположенное переднее 4 и высокорасположенное заднее 5 крылья, консоли которых снабжены возможностью относительно опорных шарнирных узлов, установленных в наплывах 6 каждого крыла, синхронного изменения их стреловидности от обратной (χ=4°) при взлете-посадке до прямой (χ=20°) при крейсерском полете и поворачивания их соответствующие боковые ниши 7 и 8, расположенные по краям фюзеляжа 1, при его трансформации в вертолет двухвинтовой продольной схемы. Под хвостовой балкой 9 смонтировано вертикальное оперение обратной V-образности, кили 10 которого с рулями направления 11, наклоненные наружу от плоскости симметрии, повышают устойчивость по крену и рысканию. Трапециевидные переднее 4 и заднее 5 крылья, имеющие соответствующие удлинения, обеспечивают необходимый прирост подъемной силы на переходных и, особенно, на крейсерских режимах полета. Под центром масс снизу удобообтекаемой формы фюзеляжа 1 имеется целевой отсек 12, в котором может размещаться аппаратура (фото, телевизионная и инфракрасная камеры) для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени и широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу. В верхнем отсеке фюзеляжа 1 над центром масс установлен обтекатель 13 с мотогондолой, редукторами - главным и центральным 14, снабженным возможностью изменения от горизонтального положения в продольной и поперечной плоскостях углов его наклона. Продольные выходные валы центрального редуктора 14 смонтированы в соответствующих профилированных корпусах 15 с угловыми редукторами 16, на выходных валах которых смонтированы передний 17 и задний 18 двухлопастные несущие винты.The unmanned rotorcraft shown in Figs. 1 and 2 is made according to the tandem aerodynamic design with a twin-screw carrier system, contains a rectangular fuselage 1 with rounded edges and fairings in the front auxiliary wheel 2 and side main wheels 3. Low-located front 4 and high rear 5 wings, the consoles of which are provided with the possibility of relatively supporting hinge assemblies installed in the influx 6 of each wing, synchronously change their sweep from reverse (χ = 4 °) during take-off and landing to line (χ = 20 °) when cruising flight and rotating their respective side recess 7 and 8, along the edges of the fuselage 1 by its transformation into a twin-screw longitudinal chopper circuit. Under the tail boom 9, a vertical tail unit of the reverse V-shaped is mounted, keels 10 of which with rudders 11, inclined outward from the plane of symmetry, increase roll and yaw stability. Trapezoidal front 4 and rear 5 wings, with corresponding elongations, provide the necessary increase in lift in transitional and, especially, cruising flight modes. Under the center of mass below the streamlined shape of the fuselage 1 there is a target compartment 12, which can accommodate equipment (photos, television and infrared cameras) for reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time and a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via a television radio channel . In the upper compartment of the fuselage 1 above the center of mass there is a fairing 13 with a nacelle, gearboxes - the main and central 14, equipped with the ability to change from a horizontal position in the longitudinal and transverse planes of its tilt angles. The longitudinal output shafts of the central gearbox 14 are mounted in the corresponding profiled housings 15 with bevel gears 16, on the output shafts of which are mounted the front 17 and rear 18 two-bladed main rotors.

Силовая установка, включающая двигатель (например, роторно-поршневой или газотурбинный), смонтированный в мотогондоле с обтекателем 13 на поперечно-продольной овальной в плане качалке, которая установлена в гофрированном обтекателе, расположенным в верхнем отсеке фюзеляжа 1 (не показаны). На вертолетных режимах полета БКВК для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от двухлопастных несущих винтов их лопасти имеют симметричный профиль и законцовки, формирующие их в S-образную форму в плане (см. фиг.1). Несущие передний 17 и задний 18 винты, выполненные с жестким креплением их лопастей, снабжены возможностью изменения скорости их вращения и углов установки лопастей винтов, смонтированы в обтекателях и установлены, повышая их заполнения, без взаимного влияния и выполнены со складывающимися их лопастями, размещаясь вдоль продольных корпусов 15, уменьшают стояночные габариты.A power plant including an engine (for example, a rotary-piston or gas turbine) mounted in a nacelle with a fairing 13 on a transverse-longitudinal oval rocking plan, which is installed in a corrugated fairing located in the upper compartment of the fuselage 1 (not shown). In helicopter flight modes BKVK to improve take-off and landing performance and reduce vibration from two-bladed main rotors, their blades have a symmetrical profile and endings, forming them in an S-shape in plan (see figure 1). Bearing front 17 and rear 18 screws, made with rigid fastening of their blades, are equipped with the ability to change the speed of their rotation and the angles of installation of the blades of the screws, mounted in fairings and installed, increasing their filling, without mutual influence and are made with folding their blades, placed along the longitudinal buildings 15, reduce parking dimensions.

Кроме того, эти двухлопастные несущие винты смонтированы на выходных валах угловых редукторов 16 так, что, уменьшая вредную обдувку заднего винта передним, плоскость вращения лопастей заднего 18 винта, размещаясь выше уровня переднего 17, уменьшает интерференцию и повышает ресурс заднего винта и его углового редуктора 16. В двухвинтовой продольной схеме наиболее рациональным местом расположения центра масс является средняя точка между осями, расположенными вдоль линий действия вертикальной тяги этих несущих винтов. Передача мощности от двигателя силовой установки к угловым редукторам 16 несущих переднего 17 и заднего 18 винтов осуществляется от главного редуктора посредством центрального редуктора 14, синхронизирующего вращение этих несущих винтов.In addition, these two-bladed main rotors are mounted on the output shafts of the angular gears 16 so that, by reducing the harmful blowing of the rear rotor by the front, the plane of rotation of the rear rotor blades 18, located above the level of the front 17, reduces interference and increases the life of the rear rotor and its angular gear 16 In the twin-screw longitudinal scheme, the most rational location of the center of mass is the midpoint between the axes located along the lines of vertical thrust of these rotors. Power is transmitted from the engine of the power plant to the angular gears 16 of the front 17 and rear 18 rotor carriers from the main gear via a central gear 14 that synchronizes the rotation of these rotors.

Управление многоцелевым БКВК при различных режимах его полета обеспечивается отклонением рулевых поверхностей 11, общим и дифференциальным изменением шага несущих винтов переднего 17 и заднего 18 с отклонением в продольной и поперечной плоскостях центрального редуктора 14 с этими несущими винтами. Силовая установка, включающая один подъемно-маршевый двигатель или два (при необходимости повышения безопасности), позволяет использовать его в полетной конфигурации вертолета двухвинтовой продольной схемы и винтокрыла с тандемно расположенными крыльями и двухвинтовой несущей системой.The control of the multipurpose BKVK at different flight modes is provided by the deviation of the steering surfaces 11, the general and differential change in the pitch of the rotors of the front 17 and rear 18 with the deviation in the longitudinal and transverse planes of the central gearbox 14 with these rotors. The power plant, including one lifting-marching engine or two (if necessary, to increase safety), allows it to be used in the flight configuration of a helicopter with a twin-screw longitudinal scheme and a rotary wing with tandem-mounted wings and a twin-screw carrier system.

Перед вертикальным взлетом, посадкой и висением многоцелевого БКВК его центральный редуктор 14 с профилированными продольными корпусами 15 устанавливается в горизонтальное положение и выходные валы угловых редукторов 16 с несущими винтами 17 и 18 располагаются для обеспечения вертолетных режимов полета (см. фиг.2). Причем вертикальный взлет-посадка и висение осуществляется при убранных переднем 4 и заднем 5 крыльях в соответствующие боковые ниши 7 и 8, что позволяет практически исключить затенение несущих винтов этими крыльями. Потому, что при отклоненных передних и задних плоскостей крыльев поток от несущих винтов, обдувая их консоли и создавая дополнительную потерю в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока, отбрасываемого от соответствующих консолей этих крыльев, предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущих винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения. При этом несущие винты передний 17 и задний 18, имея взаимно противоположное их вращение, исключают реактивный момент и с приближением к поверхности земли (палубы корабля) и при полете вблизи нее эти двухлопастные несущие винты, образующие область уплотненного воздуха, создают эффект воздушной подушки и повышают их эффективность.Before the vertical take-off, landing and hovering of the multi-purpose BKVK, its central gearbox 14 with profiled longitudinal bodies 15 is installed in a horizontal position and the output shafts of the angular gears 16 with rotors 17 and 18 are located to ensure helicopter flight modes (see Fig. 2). Moreover, the vertical take-off and landing and hovering is carried out with the front 4 and rear 5 wings removed in the corresponding side niches 7 and 8, which allows virtually eliminating the shadowing of the main rotors by these wings. Because when the front and rear planes of the wings are deflected, the flow from the main rotors, blowing their consoles and creating an additional loss in their vertical thrust, slows down and the high flow rates, which are discarded from the respective consoles of these wings, determine the formation of vortex rings, which at low reduction speeds can drastically reduce the thrust of the rotors and create an uncontrolled fall situation. In this case, the front 17 and rear 18 rotors, having their rotation opposite to each other, eliminate the reactive moment both when approaching the earth’s surface (ship’s deck) and when flying near it, these two-bladed rotors, which form the area of compressed air, create the effect of an air cushion and increase their effectiveness.

На вертолетных режимах его полета и на режимах вертикального взлета-посадки и висения продольное управление осуществляется путем изменения шага переднего 17 и заднего 18 несущих винтов, поперечное - отклонением влево-вправо центрального редуктора 14 с двумя этими несущими винтами. При этом в такой двухвинтовой продольной несущей схеме момент рысканья M_y возникает, если угол установки лопасти и, следовательно, мощность увеличиваются на одном винте и одновременно уменьшаются на другом винте. Полный момент рысканья образуется в результате взаимодействия горизонтальных составляющих тяги двухлопастных несущих винтов, создающих разворачивающий момент. Поэтому путевое управление обеспечивается изменением крутящих моментов двух несущих винтов переднего 18 и заднего 19 винтов. При висении направление полета может осуществляться как у вертолета двухвинтовой продольной схемы, поворачиваясь влево-вправо, перемещаясь вверх-вниз, поступательный полет вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации (см. фиг.2).In the helicopter modes of its flight and in the modes of vertical take-off, landing and hovering, longitudinal control is carried out by changing the pitch of the front 17 and rear 18 rotors, transverse - by left-right deflection of the central gearbox 14 with these two rotors. Moreover, in such a twin-screw longitudinal bearing circuit, the yaw moment M _y arises if the blade installation angle and, therefore, the power increase on one screw and simultaneously decrease on the other screw. The full yaw moment is formed as a result of the interaction of the horizontal thrust components of the two-bladed main rotors, creating a turning moment. Therefore, the directional control is provided by changing the torques of the two main rotors of the front 18 and rear 19 screws. When hovering, the flight direction can be carried out as in a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme, turning left-right, moving up and down, translational flight back and forth, left-right and in any combination (see figure 2).

Причем полет БКВК с коротким взлетом и посадкой при его максимальном взлетном весе может осуществляться так же, как у винтокрыла с тандемно расположенными крыльями и двухвинтовой несущей системой. В этом случае от горизонтального положения центральный редуктор 14 с профилированными продольными корпусами 15, отклоняясь в направлении полета вперед с несущими винтами 17 и 18, создают маршевую тягу для короткого разгона (достаточно и 20…25 м) и подъемную силу совместно с крыльями 4 и 5, синхронно отклоненными в плоскости хорды каждого крыла вперед на углы обратной (χ=4°) стреловидности, улучшающие взлетно-посадочные характеристики. После вертикального или короткого взлета и набора высоты крейсерский его полет выполняется с отклоненными крыльями, как у винтокрыла компоновки «тандем», и непосредственным управлением подъемной силой плоскостями тандемно расположенных крыльев переднего 4 и заднего 5 и несущими винтами передним 17 и задним 18 (см. фиг.1). При этом крылья, переднее 4 и заднее 5, синхронно отклоненные в плоскости хорды каждого крыла вперед на углы прямой (χ=20°) стреловидности, улучшающие как летно-технические характеристики, так и существенно снижающие (на 25…35%) нагрузку на высоконагруженные несущие винты, повышают крейсерскую скорость его полета и обеспечивают его горизонтальный полет, как у винтокрыла с тандемно расположенными крыльями и двухвинтовой несущей системой. Поэтому горизонтальный крейсерский его полет с высокой крейсерской скоростью и топливной экономичностью может осуществляться в такой полетной его конфигурации. Причем при крейсерском полете многоцелевого БКВК в полетной его конфигурации винтокрыла компоновки «тандем» продольное его управление осуществляется путем изменения шага переднего 17 и заднего 18 несущих винтов, поперечное - отклонением влево-вправо центрального редуктора 14 с этими несущими винтами 17 и 18, а путевое - осуществляется рулями направления 11.Moreover, the flight of the BKVK with a short take-off and landing with its maximum take-off weight can be carried out in the same way as a rotorcraft with tandem wings and a twin-screw carrier system. In this case, from a horizontal position, the central gearbox 14 with profiled longitudinal bodies 15, deviating in the direction of flight forward with the rotors 17 and 18, create a marching thrust for short acceleration (20 ... 25 m is enough) and lifting force together with wings 4 and 5 synchronously deflected in the plane of the chord of each wing forward by the angles of reverse (χ = 4 °) sweep, improving takeoff and landing characteristics. After a vertical or short take-off and climb, its cruising flight is performed with the wings deflected, like a tandem rotorcraft, and direct control of the lifting force by the planes of the tandem front wings 4 and rear 5 and the rotors front 17 and rear 18 (see Fig. .one). In this case, the wings, front 4 and rear 5, synchronously deflected in the plane of the chords of each wing forward by the angles of straight (χ = 20 °) sweeps, which improve both flight performance and significantly reduce (by 25 ... 35%) the load on highly loaded rotors increase the cruising speed of its flight and ensure its horizontal flight, like a rotorcraft with tandem wings and a twin-screw carrier system. Therefore, its horizontal cruise flight with high cruising speed and fuel economy can be carried out in such a flight configuration. Moreover, during the cruise flight of the multi-purpose BKVK in its tandem configuration of the rotorcraft, its longitudinal control is carried out by changing the pitch of the front 17 and rear 18 rotors, the transverse one by left-right deviation of the central gearbox 14 with these rotors 17 and 18, and the track - carried by rudders 11.

Таким образом, многоцелевой БКВК с двухкилевым оперением обратной V-образности, имеющий конвертируемую компоновку и аэродинамическую схему «тандем», снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета двухвинтовой продольной схемы в винтокрыл с тандемно расположенными крыльями и двухвинтовой несущей системой и обратно. Широкая многофункциональность БКВК, имеющего высокую аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов, достигается за счет низкого удельного расхода топлива, незначительной удельной нагрузки на сметаемую площадь, а также использования двухвинтовой несущей системы с его высокими летными качествами в конфигурации вертолета двухвинтовой продольной схемы и винтокрыла компоновки «тандем», обеспечивающими на крейсерских режимах полета возможность достижения при высоте полета до 6000 и 8000 м соответственно и максимальных скоростей до 350 км/ч и 430 км/ч. Кроме того, конвертируемая компоновка БКВК с отклоняющимися консолями переднего и заднего тандемно расположенных крыльев и складывающимися лопастями несущих винтов, уменьшая стояночные габариты, позволяет увеличить вариативность его исполнений и значительно расширить области различного его применения.Thus, the multi-purpose BKVK with a two-keel plumage of the reverse V-shape, having a convertible layout and a tandem aerodynamic scheme, is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme to a rotary wing with tandem-mounted wings and a twin-screw carrier system and vice versa. The wide multifunctionality of the BKVK, which has high aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, is achieved due to the low specific fuel consumption, low specific load on the swept area, as well as the use of a twin-screw carrier system with its high flight qualities in the configuration of a helicopter with a twin-screw longitudinal scheme and a rotorcraft layout " tandem ”, providing at cruising flight modes the ability to achieve maximum flight speeds of up to 6,000 and 8,000 m, respectively awns to 350 km / h and 430 km / h. In addition, the convertible layout of the BKVK with deflecting consoles of the front and rear tandem wings and folding rotor blades, reducing the parking dimensions, allows you to increase the variability of its designs and significantly expand the scope of its various applications.

Поэтому весьма широкие эксплуатационные возможности многоцелевых БКВК могут, в конечном итоге, и предопределить их использование как винтокрыла вертикального взлета и посадки (ВВП) в составе многоцелевых беспилотных комплексов корабельного, аэромобильного и наземно-мобильного исполнений. Причем, по всей видимости, конвертируемая аэродинамическая компоновка с танедмно расположенными крыльями изменяемой геометрии (по необходимости) и двухвинтовой несущей системой может быть в будущем реализована и в «летающих автомобилях». При этом, вначале, помимо чисто технической возможности, могут быть проведены исследования по созданию, в первую очередь, БКВК с одним роторно-поршневым двигателем и взлетным весом 640 кг, выполненного при его стояночных габаритах (4,3×1,5×1,9 м) в аэро- и наземно-мобильном исполнениях. Это может иметь и практическое значение для отработки на нем полетной его конфигурации как вертолета двухвинтовой продольной схемы, поскольку такой БКВК-вертолет, имеющий скорость и дальность полета в 2…3 раза, большие чем у современных вертолетов, может являться и концептуальным прототипом других, например, легких конвертовинтокрылов (ЛКВК) для регионального аэротакси местных воздушных линий и для спасательных центров МЧС при их базировании на узловых ж/д станциях, охватывая еще и а/дороги при радиусе их действия 500…700 км, и проведения поисково-спасательных операций (вертолетами при таких расстояниях вряд ли это будет возможно и эффективно). Поэтому в процессе дальнейшего развития специальной и деловой авиации для труднодоступной местности, широко использующей, в большинстве своем случае, легкие вертолеты одновинтовой схемы (около 83% всего парка), самой жизнью будет продиктована задача освоения, а именно, многоцелевых ЛКВК с дальностью полета 1000…1500 км, которые могли бы использовать технологии как ВВП на площадках ограниченного размера (13×6,5 м) и, по необходимости, даже в черте города и на крыше зданий, так и короткого взлета и посадки (КВП) с небольших (достаточно и 25…30 м) неподготовленных взлетно-посадочных полос.Therefore, the very wide operational capabilities of multipurpose BKVK can ultimately determine their use as a vertical take-off and landing rotorcraft (GDP) as part of multi-purpose unmanned complexes of ship, airmobile and land-mobile versions. Moreover, most likely, a convertible aerodynamic layout with tanedmally located wings of variable geometry (if necessary) and a twin-screw carrier system can be implemented in future in “flying cars”. In this case, in the beginning, in addition to purely technical feasibility, studies can be carried out to create, first of all, a BKVK with one rotary piston engine and a take-off weight of 640 kg, made with its parking dimensions (4.3 × 1.5 × 1, 9 m) in aero- and land-mobile versions. This may also be of practical importance for testing its flight configuration as a twin-rotor longitudinal helicopter, since such a BKVK helicopter, having a speed and range of 2 ... 3 times greater than that of modern helicopters, can also be a conceptual prototype of others, for example of light envelope rotary-wing aircraft (LKVK) for regional air taxi local airlines and for rescue centers of the Ministry of Emergency Situations when they are based at junction railway stations, covering also roads with a radius of action of 500 ... 700 km, and lawsuits and rescue operations (helicopters at such distances is unlikely to be possible and effective). Therefore, in the process of further development of special and business aviation for hard-to-reach areas that widely use, for the most part, light single-rotor helicopters (about 83% of the total fleet), the task of mastering, namely, multi-purpose airborne aircraft with a flight range of 1000, will be dictated by life itself. 1,500 km, which could use technology as GDP on sites of limited size (13 × 6.5 m) and, if necessary, even within the city and on the roof of buildings, as well as short take-off and landing (KVP) from small (enough and 25 ... 30 m) captured runways.

Причем, в современных условиях, наиболее актуальным для этих целей может стать первоочередное освоение двух многоцелевых ЛКВК с двухвинтовой несущей системой, конвертируемой полетной конфигурацией (по необходимости), но с двумя роторно-поршневыми двигателями и убирающимся шасси, что позволит, используя их в труднодоступной местности, применять технологии ВВП и КВП при перевозке 3-5 и 5-8 человек с крейсерской скоростью 400 км/ч и на дальности до 1000 и 1560 км соответственно. Очевидно и то, что в таком ЛКВК, оснастив его силовую установку вспомогательными разгонно-маршевыми турбовинтовентиляторными двигателями, становится возможным преобразование его силовой установки в комбинированную и достижение максимальной скорости полета до 500 км/ч, но и высоты полета до 9000 м. Поэтому турбовинтовентиляторные ЛКВК, по всей видимости, и могут обеспечить увеличение тяговооруженности и относительной тяги их комбинированной силовой установки, а также реализовать реально высокие технико-экономические результаты.Moreover, in modern conditions, the most relevant for these purposes may be the priority development of two multi-purpose aircraft with a twin-screw carrier system, a convertible flight configuration (if necessary), but with two rotary piston engines and a retractable landing gear, which will allow using them in hard-to-reach areas , apply the technology of GDP and KVP when transporting 3-5 and 5-8 people with a cruising speed of 400 km / h and at ranges up to 1000 and 1560 km, respectively. It is also obvious that in such an LKVK, having equipped its power plant with auxiliary accelerating and marching turbofan engines, it becomes possible to convert its power plant into a combined one and achieve a maximum flight speed of up to 500 km / h, but also a flight altitude of up to 9000 m. Therefore, turbofan-fan LKVK most likely, they can provide an increase in the thrust-weight ratio and relative thrust of their combined power plant, as well as realize really high technical and economic results.

Claims

An unmanned envelope-rotorcraft containing a monoplane with a trapezoidal wing, a fuselage, to the spaced longitudinal eyes of which two different strength rocking arms of a breaking beam, having a rhomboid shape in plan and the possibility of a relatively uniform transverse axis located along the smaller diagonal of the beam, its independent deflection plane are independently pivoted rocking, and the larger back up, each of which is equipped with a rotor, the engine of the power plant, transmitting power through the cardan e shafts located inside the rockers on the rotors, creating a marching draft, tail unit and a three-post fixed gear with a bow and main bearings, which are made according to the tandem aerodynamic design with wings of variable geometry and convertible layout providing the possibility of converting its flight configuration from a rotorcraft with a tandem arrangement of wings and two main rotors into a twin-rotor helicopter s and vice versa and is equipped on the sides of the front and aft parts of the fuselage, respectively, with consoles of the lower front and high rear wings, which have the ability to synchronously deflect in the plane of the chord of each wing back and forth to the angles of reverse and forward sweep, corresponding to conditions that increase longitudinal stability, respectively, when taking off - landing rotorcraft and cruising its flight, and turning them into the corresponding side niches during its transformation into a helicopter, and has under tails the second beam has a two-keel plumage, the keels of which, deflected at a positive camber angle from the plane of symmetry, form an inverse V-shape and increase yaw and roll stability, while the movable wing consoles, which change their sweep, provide their maximum areas for wings with reverse sweep, correlating so that the area of the rear wing exceeds twice the area of the front, and the breaking beam, made in the form of a single longitudinal rocking chair, on which the nacelle is installed and in the streamline barely a main gearbox, to the output shaft of which a central gearbox is mounted with elongated longitudinal output shafts located in corresponding equal-sized profiled housings equipped with angular gears at the ends, equipped with rotors on the output shafts, while a single longitudinal rocking unit with spaced longitudinal eyelets, a transverse axis holes which are located above the center of mass, and mounted on the upper part of the transverse rocking chair, which, in turn, is equipped on its lower part spaced transverse eyes, pivotally attached to double spaced transverse eyes on the upper part of the fuselage, allowing it to rotate relative to a longitudinal axis located along the plane of symmetry, forms with a transverse rocking chair a longitudinally transverse oval-shaped rocking chair located in the corrugated fairing and with its larger axis along the plane symmetry changing in two planes the angles of inclination of the planes of rotation of the blades of the two rotors, provides the possibility of a fixed deflected I longitudinal and transverse rocking in their respective planes so that by changing the angles of inclination in the direction of flight of the longitudinal and transverse rocking of the horizontal forward - back and left - right, performs at the hover and cruise flight corresponding to forward movement.