RU2636826C1 - High-speed helicopter with crossed screws - Google Patents

High-speed helicopter with crossed screws Download PDF

Info

Publication number
RU2636826C1
RU2636826C1 RU2016119185A RU2016119185A RU2636826C1 RU 2636826 C1 RU2636826 C1 RU 2636826C1 RU 2016119185 A RU2016119185 A RU 2016119185A RU 2016119185 A RU2016119185 A RU 2016119185A RU 2636826 C1 RU2636826 C1 RU 2636826C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
screws
blades
rotors
rotor
Prior art date
Application number
RU2016119185A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Сергеевич Дуров
Original Assignee
Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дмитрий Сергеевич Дуров filed Critical Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority to RU2016119185A priority Critical patent/RU2636826C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2636826C1 publication Critical patent/RU2636826C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: high-speed helicopter with crossed screws (HSHCS) has a two-screw cross-sectional scheme, a power unit (PU) with an engine transmitting torque through the main reducer and shafts to the supporting screws, a vertical tail assembly with a stabilizer and three-wheel retractable wheel chassis. The HSHCS is based on the multi-mode aerodynamic control technology with the propulsion-steering system (PSS) in the concept of spaced apart crossed bearing screws (ACBS) from the fuselage according to the ACBS-X2 + 2 scheme, which has two three-lobed bearing cup-shaped propellers above the gull-wing fractures. Bearing screws are placed on vertical shafts in the profiled fairings of the underwing nacelles. Two coaxial propellers in the stern ring channel with controlled thrust vector are located above the low-lying tail beam and behind the mass centre on the stern gondola and create an inclined and/or marching thrust, respectively, when performing vertical and short take-off/landing or high-speed horizontal flight.
EFFECT: reduction of the required power for pitch control with hovering, increasing the speed and range of flight, the fuel efficiency.
4 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных вертолетов с перекрещивающимися винтами, снабженных разнесенными перекрещивающимися несущими винтами с движительно-рулевой системой по схеме Х2+2, имеющей над изломами крыла типа «чайка» два несущих трехлопастных чашеобразных винта, размещенных на вертикальных валах в обтекателях подкрыльных мотогондол, и два соосных винта в кольцевом канале с управляемым вектором тяги, размещенном над низкорасположенной хвостовой балкой на пилоне, создающем наклонную и маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of high-speed helicopters with intersecting rotors equipped with spaced intersecting main rotors with a propulsion-steering system according to the X2 + 2 scheme, having two supporting three-bladed cup-shaped rotors located on vertical shafts located on vertical shafts fairings of the wing nacelles, and two coaxial screws in the annular channel with a controlled thrust vector located above the low-lying tail beam on the pylon, creating an inclined w and a cruise thrust when the vertical and short takeoff / landing.

Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высокорасположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет два двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт и тянущие винты, создающие при висении и управлении по курсу с компенсацией крутящего момента, вертикальное двухкилевое оперение, установленное на концах стабилизатора, и трехопорное убирающееся колесное шасси.Known high-speed hybrid helicopter "Eurocopter X3" (EU), made by X3 technology with a tiered arrangement at the ends of a high wing of a twin-screw propulsion and steering system above it, has two engines that transmit torque through the main gearbox and connecting shafts to the main rotor and pulling screws, which, when hovering and controlling in direction with torque compensation, create a vertical two-fin tail mounted at the ends of the stabilizer, and a three-leg retractable retractable wheel chassis.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с., более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС 155 и рядом узлов от ЕС 175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 435 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρN=2,1, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС 155 на 30%.Signs that coincide are the presence of a high wing, two-tail plumage and two Turbomeca RTM322 turboshaft engines with a power of 2720 hp each, a more complex gearbox and shaft transmission with a total length of 10.82 m, transmitting power to the main and front pulling screws. The rotor with a swash plate with control of the general and cyclic changes in its pitch is designed to create lift, and translational motion in high-speed flight is provided by pulling screws, which also prevent the helicopter from rotating in hovering mode while compensating for the reactive moment that occurs when the rotor rotates. Rotation of the main and front two screws is synchronizing. The Eurocopter X3 high-speed hybrid helicopter, made on the platform of the EU 155 model helicopter and a number of nodes from the EU 175, is equipped with a wing, which, having a large negative transverse V, reduces the load on the main rotor and provides up to 80% of the total lifting force during horizontal flight and allows you to fly 50% faster and higher than modern classic helicopters, reach speeds of up to 435 km / h, range of up to 1248 km and have a practical ceiling of 7600 m for 16 people with a fuel efficiency of 80.67 g / pass⋅km (s taking into account the fuel reserve for eniya half-hour flight). The specific load on the power of the power plant, which allows using 70% of its power and ρ N = 2.1, has a target load of 1600 kg and increase the take-off weight of the helicopter of the EU 155 model by 30%.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой, и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.Reasons that impede the task: the first is that a single-rotor helicopter with front rotors at the ends of the wing consoles, used both as tail rotors and in cruising flight modes as twin-propellers, has increased aerodynamic drag, which is difficult reduction scheme with independent rotation of the three screws, but also low weight return and radius of action. The second one is that in a helicopter of a single-rotor main circuit there are unproductive expenditures of the power required to parry the reactive moment from the main rotor with the pulling screws making up 12-16% of the power required to rotate the main rotor, as well as the need for wing transmission units of the main rotors having almost ≈38% less traction in comparison with coaxial capted screws and creating a danger to ground personnel. The third is that the weight of the front propellers, together with the wing and transmission units, is up to 15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The fourth one is that the wing and tail unit do not have mechanization and control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the loaded rotor with a swash plate for roll and pitch control and, when autorotating the latter, does not allow using it for longitudinal-transverse control. The fifth one is that the location of the two pulling screws under the rotor creates harmful resistance, leading to their different traction, but also to a significant increase in noise due to the interaction of the pulling screws and the rotor. In addition, in such a design, the appearance of self-excited vibrations, high variable stresses and vibrations, as well as other types of dynamic instability of the structure, including one of the most dangerous ones, is the air resonance of the rotor and, especially, not capted pulling screws. The sixth one is that when the stream hangs from the rotor, it blows around the wing consoles and creates a significant total loss in its vertical thrust, it is braked and the high flow rates of the discarded from them predetermine the formation of vortex rings, which at low reduction speeds can drastically reduce the thrust of the rotor screw and create an uncontrollable fall situation, which reduces control stability and safety. And as the speed of horizontal flight increases, the problem also worsens, since on the backing side of the rotor there is a section in which the absolute speed of its blades relative to air becomes almost zero, and this section of the blades, naturally, does not participate in the creation of lifting force, which worsens the balancing transverse channel, especially because of the location of this section just above the wing. The seventh is that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch greatly complicates the design, and the constant vibrations that occur during the operation of its swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. All this limits, with a higher specific fuel consumption, the possibility of increasing the flight range, indicators of transport and fuel efficiency, but also reducing the hanging of unproductive power costs, especially when driving on course.

Известен скоростной вертолет "Sikorsky Х2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими винтами, имеет турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным оперением и стабилизатором, имеющим на концах киль-шайбы, трехопорное убирающееся колесное шасси.Known high-speed helicopter "Sikorsky X2" company Sikorsky (USA), made according to the twin-screw scheme with coaxial rotors, has a turboshaft engine that transmits torque through the main gearbox and transmission shaft system to the coaxial and rear thrust propellers, the last of which is installed at the end tail boom for vertical plumage and stabilizer having at the ends of the keel washer, three-support retractable wheeled chassis.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1360 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим винтам диаметром 8,05 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 1,66 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 3300 кг. Скоростной вертолет "Sikorsky Х2", имея крейсерскую скорость полета до 463 км/ч, дальность полета до 1300 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 5…6 человек.Signs that coincide - the presence of a two-tail plumage, a turboprop engine of the LHTEC T800 model with a capacity of 1360 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to four-blade coaxial rotors with a diameter of 8.05 m and a six-blade pushing screw with a diameter of 1.66 m, ensuring both performance GDP or freezes, and its progressive horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial rotors is synchronizing and oppositely directed. Takeoff thrust-weight ratio of the power plant, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 1000 kg with a take-off weight of 3300 kg. High-speed helicopter "Sikorsky X2", having a cruising flight speed of up to 463 km / h, a range of up to 1300 km and a practical ceiling of 7200 m, can be used for transporting 5 ... 6 people.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что вес заднего винта вместе с двухкилевым оперением и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - 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. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеет место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и осложняет из-за заднего расположения на конце хвостовой балки толкающего не закапотированного винта выполнение короткого взлета/посадки (КВП).Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propeller of a twin-screw coaxial scheme and with a rear thrust propeller, used only in cruising flight modes, which increases the parasitic mass when performing GDP and reduces the weight return and radius of action. The second one is that the weight of the rear rotor, together with the twin-tail plumage and the rear rotor transmission units, amounts to 12-15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of the lower one significantly complicates their design, and the constant vibrations arising from the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth 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. The fifth is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the flight range, indicators of transport and fuel efficiency, but also complicates the short take-off / landing (KVP) due to the rear location at the end of the tail boom of the pushing uncapped propeller.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "K-МАХ" компании «Катал Aerospace» (США), имеющий двухвинтовую поперечную схему с близко расположенными двухлопастными винтами и силовую установку (СУ) с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и валы на несущие винты, смонтированные на пилонах фюзеляжа, наклоненных наружу на угол β=15° от плоскости симметрии и вперед по полету на угол α=5°, вертикальное оперение со стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is an unmanned helicopter model "K-MAX" company "Katal Aerospace" (USA), having a twin-rotor cross circuit with closely spaced twin-bladed propellers and a power unit (SU) with an engine that transmits torque through the main gearbox and shafts to rotors mounted on the fuselage pylons, inclined outward at an angle β = 15 ° from the plane of symmetry and forward along the flight at an angle α = 5 °, vertical tail with a stabilizer and a three-leg retractable retractable wheeled chassis.

Признаки, совпадающие - вертолет, имеющий два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях и расположенных со значительным перекрытием (92%) и наклоном осей вращения от вертикали. Наклон осей вращения двухлопастных винтов от плоскости симметрии наружу на угол β=15° и синхронизация их вращения обеспечивает безопасное прохождение (на высоте ≈352 мм) лопастей одного несущего винта над втулкой другого. Втулки несущих винтов имеют упрощенную конструкцию с общим горизонтальным шарниром. Турбовальный двигатель Lycoming T53-L-17A мощностью 1350 л.с. установлен сверху фюзеляжа, между несущими винтами за главным редуктором трансмиссии, который обеспечивает привод обоих перекрещивающихся несущих винтов. Беспилотный вертолет модели "K-МАХ", имеющий диаметр несущих винтов: 14,73 м, длину фюзеляжа: 12,73 м, высоту: 4,14 м, взлетный вес: 5443 кг при весе пустого: 2334 кг, максимальную/крейсерскую скорость полета: 193/185 км/ч, практический потолок: 7010 м и дальность полета: 494 км, может использоваться в специальной авиации как «летающий кран» для транспортировки грузов (массой до 2404 кг при массе топлива 705 кг) на внешней подвеске.Signs of coincidence - a helicopter with two rotors rotating in opposite directions and located with significant overlap (92%) and the axis of rotation tilted from the vertical. The inclination of the axes of rotation of the two-bladed propellers from the plane of symmetry outward by an angle β = 15 ° and the synchronization of their rotation ensures the safe passage (at a height of ≈352 mm) of the blades of one rotor above the sleeve of the other. The rotor bushings have a simplified design with a common horizontal hinge. 1350 hp Lycoming T53-L-17A turbojet engine mounted on top of the fuselage, between the rotors behind the main transmission gearbox, which provides the drive of both intersecting rotors. K-MAX model unmanned helicopter having rotor diameter: 14.73 m, fuselage length: 12.73 m, height: 4.14 m, take-off weight: 5443 kg with empty weight: 2334 kg, maximum / cruising speed flight: 193/185 km / h, practical ceiling: 7010 m and flight range: 494 km, can be used in special aviation as a “flying crane” for transporting goods (weighing up to 2404 kg with a fuel mass of 705 kg) on an external sling.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что управление по тангажу и крену вертолета с перекрещивающимися несущими винтами обеспечивается путем изменения циклического шага лопастей, что создает неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования и, особенно, когда лопасти несущих винтов наклоняются в точках перекрещивания вперед или назад, влево или вправо одновременно. Путевое управление осуществляется путем изменения дифференциального общего их шага. Вторая - это то, что для повышения безопасности обслуживающего персонала на земле при вращении отклоненных винтов по обе стороны от вертолета с перекрещивающимися несущими винтами, смонтированными на удлиненных валах в обтекателях, имеет место большая высота двух их пилонов, что увеличивает как аэродинамическое профильное сопротивление, так и массу планера и, как следствие, предопределяет значительное уменьшение скорости полета и малую весовую отдачу. Третья - это то, что хвостовое оперение не имеет поверхностей управления по тангажу, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов, что ограничивает стабильность поперечно-продольной управляемости. Четвертая - это то, что в вертолете двухвинтовой поперечной схемы из-за перекрещивания плоскостей вращения несущих винтов, а значит сложения подъемных сил в месте их перекрещивания, возникает момент кабрирования, то есть подъема носовой части, а его однодвигательная СУ уменьшает и безопасность. Кроме того, перекрещивающиеся несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы β=15° от плоскости симметрии в каждую сторону и на угол α=5° вперед по полету, что не полностью компенсирует реактивные моменты несущих винтов в этой схеме на главном редукторе вертолета. Поэтому незначительные моменты по тангажу и курсу компенсируются рулями высоты и системой управления. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, но и показателей транспортной и топливной эффективности, а также выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter pitch and roll control with intersecting rotors is provided by changing the cyclic pitch of the blades, which creates unfavorable conditions for the operation of other mechanisms and equipment, and especially when the rotor blades are tilted at points crossing forward or backward, left or right at the same time. Directional control is carried out by changing their differential differential pitch. The second is that in order to increase the safety of service personnel on the ground when rotating deflected screws on both sides of the helicopter with intersecting rotors mounted on elongated shafts in fairings, there is a large height of two of their pylons, which increases both the aerodynamic profile resistance and and the mass of the glider and, as a result, predetermines a significant decrease in flight speed and low weight return. The third is that the tail unit does not have pitch control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the rotors with automatic tilting machines for roll and pitch control, which limits the stability of transverse-longitudinal controllability. The fourth one is that in a helicopter of a twin-screw transverse circuit due to the intersection of the rotational planes of the rotors, which means the addition of lifting forces at the place of their intersection, there is a moment of cabriding, that is, lifting of the nose, and its single-engine SU reduces safety. In addition, intersecting rotors mounted on long shafts, inclined at angles β = 15 ° from the plane of symmetry in each direction and at an angle α = 5 ° forward in flight, which does not fully compensate for the reactive moments of the rotors in this circuit on the main gearbox helicopter. Therefore, minor moments in pitch and course are compensated by elevators and a control system. All this also limits the possibility of a further increase in flight speed and range, but also in terms of transport and fuel efficiency, as well as the implementation of the LPC technology.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "К-МАХ" уменьшения на 35% и 9% перекрытия несущих винтов и высоты вертолета, исключения наклона наружу осей вращения винтов и вниз их законцовок и повышения безопасности обслуживания, уменьшения потребной мощности на управление по тангажу при висении, повышения скорости и дальности полета, а также показателей топливной эффективности, но и выполнения КВП.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned well-known unmanned helicopter of the K-MAX model by reducing 35% and 9% of the overlapping rotors and the height of the helicopter, eliminating the tilting of the rotational axes of the rotors and down their tips and increasing the safety of maintenance, reducing the required power for control on pitch when hovering, increasing flight speed and range, as well as indicators of fuel efficiency, but also the performance of CVP.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "K-МАХ", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в концепции разнесенных перекрещивающихся несущих винтов (РПНВ) от фюзеляжа по схеме РПНВ-Х2+2, имеющей над изломами крыла типа «чайка» два трехлопастных чашеобразных несущих винта, размещенных на вертикальных валах в профилированных обтекателях подкрыльных мотогондол и два соосных винта в кормовом кольцевом канале с управляемым вектором тяги, размещенном над низкорасположенной хвостовой балкой и за центром масс на кормовой гондоле и создающем наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом внутренние секции крыла типа «чайка», выполненные с положительным углом поперечного V и в виде двух пар полукрыльев прямой и обратной стреловидности (ПКПС и ПКОС) соответственно передней и задней их пары, смонтированной соответственно в верхней передней и средней задней части соответствующей мотогондолы и образующей с левой и правой из них замкнутую конструкцию, имеющую при виде сверху как бы ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями передней пары ПКПС, имеющими флаппероны и отрицательный угол ψ=-5° поперечного V, придающий крылу типа «чайка» как бы М-образную конфигурацию при виде спереди, причем каждая пара ПКПС и ПКОС, снабженная соответственно предкрылками и закрылками, смонтированы при виде сверху от центра масс соответственно спереди и сзади по полету так, чтобы задняя пара ПКОС, имеющая в носке крыла левый и правый синхронизирующие поперечные валы, связывающие соответствующие консольные редукторы газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с задним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, с синхронизирующим редуктором, смонтированным совместно с кормовым редуктором, имеющим задний вывод удлиненного вала для толкающих с противоположным вращением соосных винтов, вынесенных по оси симметрии за центроплан ПКОС к задней части кормового кольцевого канала (ККК), снабженного профилированными ребрами жесткости и закрепленного снаружи на вертикальном пилоне хвостовой балки и размещенного при виде спереди между двух килей вертикального оперения, каждый из которых имеет нижние меньшие и верхние большие кили с рулями направления, отклоненные наружу и вовнутрь соответственно от и к плоскости симметрии, при этом каждый чашеобразный несущий винт, имеющий как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности чашеобразной втулки винта, образующей конус несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса α=180°-2β1, град (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β1=5,5° - угол между каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), причем центральный ККК с четырехлопастными соосными винтами двухвинтовой ДРС, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного отклонения развитых горизонтальных рулевых поверхностей ККК, изменяющих продольную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру ККК, причем при выполнении режима ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается синхронизирующим и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с соосными винтами в ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности, при этом соосные винты в ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так и большей скорости соответственно после как короткого взлета, так и вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой соосных винтов в ККК, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходные поперечные валы синхронизирующего редуктора на редуктор соосных винтов ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через синхронизирующий и консольные редукторы соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned well-known unmanned helicopter of the K-MAX model, which is closest to it, are the fact that it is made according to the multi-mode aerodynamic control technology with a propulsion-steering system (DLS) in the concept of spaced intersecting rotors (RPNV) ) from the fuselage according to the RPNV-X2 + 2 scheme, which has two three-bladed cup-shaped rotors above the kinks of the wing of the “seagull” type, mounted on vertical shafts in profiled wing fairings otogondolas and two coaxial screws in the aft annular channel with a controlled thrust vector located above the low-lying tail beam and behind the center of mass on the aft gondola and creating inclined and / or marching thrust, respectively, when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or high-speed horizontal flight, with the inner sections of the wing type "gull", made with a positive angle of transverse V and in the form of two pairs of half wings of direct and reverse sweep (PKPS and PKOS), respectively, front and rear days of their pair, mounted respectively in the upper front and middle rear of the corresponding engine nacelle and forming a closed structure with the left and right of them, having a diamond-like configuration with end arrow-shaped parts of the front pair of the PCPS having flappers and a negative angle ψ = - 5 ° of the transverse V, giving the wing a gull like an M-shape when viewed from the front, with each pair of PKPS and PKOS equipped with slats and flaps, respectively, mounted when viewed from above from the center ntra of masses, respectively, in front and behind in flight, so that the rear PKOS pair, which has left and right synchronizing transverse shafts in the wing of the wing, connecting the corresponding cantilever reducers of gas turbine engines (GTE), made with the rear output of the shaft for selection through their clutch take-off power, with a synchronizing gearbox mounted in conjunction with a feed gearbox having a rear output of an elongated shaft for axial propellers pushing with opposite rotation, carried along the axis of symmetry behind the center section P OS to the rear of the aft annular channel (KKK), equipped with profiled stiffeners and fixed outside on a vertical pylon of the tail boom and placed when viewed from the front between two keels of vertical tail, each of which has lower lower and upper large keels with rudders deflected outward and inward respectively from and to the plane of symmetry, with each cup-shaped rotor having both the possibility of its free rotation and safe passage of the blades of one main rotor and above the other’s bushing so that its advancing blades pass over the fuselage from its stern to the bow and, thereby, when fulfilling the GDP regime and hovering, they create the exclusion of the conditions of lapping of the blades, and a harmonious combination of lateral and directional control, and rigid fastening of the blades and without changing their cyclic pitch, but also the ability to change its overall pitch and automatically set its blades to the position of their autorotation for emergency landing, performed with saber-shaped blades, for replennymi perpendicular to the conical lateral surface of the cup-shaped rotor hub, forming a cone rotor and formed in a corresponding truncated cone having a cone angle α = 180 ° -2β 1, deg (where: α - angle, forming a conical surface; β 1 = 5.5 ° is the angle between each rotor blade and a line perpendicular to the vertical axis of its rotation), and the central KKK with four-blade coaxial screws of the twin-screw DLS, having both rigid fastening of the blades, and the ability to change their overall pitch and installation their blades in the vane position after they stop and fix for emergency landing with autorotating rotors, but the possibility of creating intensive blowing after preliminary in-phase deviation is developed x horizontal steering surfaces of the KKK, changing the longitudinal balancing during the implementation of the GDP mode and hovering, installed at the bottom and top exit by the value of half the radius of the traction screws from the center of the KKK and having their ends bent to the center of the KKK, and when the mode of GDP and freezing are performed, the power is redistributed smoothly from two gas turbine engines is provided by synchronizing and cantilever gearboxes for rotors and DLS with coaxial rotors in KKK, respectively 88% and 12% of their available take-off power, while coaxial rotors in The spacecraft creating marching thrust for horizontal high-speed flight are made with a large twist of their saber-shaped blades, like a fan, and the ability to provide both the first lower and second average and higher speeds, respectively, after both short take-off and vertical take-off in the flight configuration of the rotorcraft or a winged gyroplane in its reloading version is 15% and 5% more than the normal take-off weight or with normal take-off weight with rotating rotors, respectively, in modes with loaded carriers them with screws and / or close to their self-rotation when they create propulsive thrust together with the marching thrust of the coaxial screws in the KKK provided by working gas turbine engines, issuing 77% and 67% or 62% of their take-off power SU, 55% of which is redistributed over the weekend the transverse shafts of the synchronizing gearbox to the KKK coaxial screw gearbox, and the rest of 77% and 67% or 62% of the power are redistributed through the synchronizing and cantilever gearboxes equally to the main rotors, but also vice versa.

Кроме того, с целью повышения скорости горизонтального полета и тяговооруженности комбинированной его СУ, двухвинтовая ДРС которой в упомянутом ККК выполнена в виде двухрядного биротативного турбовинтовентилятора и газодинамическим его приводом от упомянутых ГТД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (πк) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки его потока на привод винтовентилятора, который включает турбину с валом привода винтовентилятора, дополнительную камеру сгорания с регулятором расхода топлива и запалом, центральное тело, канал подвода газа к турбине винтовентилятора, канал отвода газов и топливопровод, который при выполнении КВП используется для подачи топлива в дополнительную камеру сгорания винтовентилятора, затем после короткого взлета в перегрузочном варианте и перехода на поступательный горизонтальный скоростной полет система подвода топлива частично перекрывается при одновременном увеличении подвода газа к турбине винтовентилятора от одного из работающих ГТД, отключенного от системы трансмиссии привода несущих винтов и, значит, при таком способе его дросселирования доля газа, отбираемого от двух работающих ГТД на привод винтовентилятора, по мере снижения отбора мощности на несущие винты от взлетной мощности другого ГТД, позволяющего увеличить отбор газа и от него, а при больших величинах заданного отбора газа для поддержания заданного значения маршевой тяги винтовентилятора при требуемой подаче топлива в камеру его сгорания уменьшается, то по мере опережающего его дросселирования компенсаторный при этом отбор газа от двух ГТД увеличивается.In addition, in order to increase the speed of horizontal flight and the thrust-weight ratio of its combined SU, the twin-screw DLS of which in the aforementioned KKK is made in the form of a two-row birobative turbofan and its gas-dynamic drive from the aforementioned gas turbines with each air compression ratio (π k ) of at least 15.0 in static conditions in their high-pressure compressors, but also a gas extraction system and its flow delivery to the fan heater drive, which includes a turbine with a fan fan drive shaft, an additional chamber a wound with a fuel consumption regulator and a fuse, a central body, a channel for supplying gas to the turbine of a fan heater, a channel for removing gases and a fuel pipe, which, when performing KVP, is used to supply fuel to the additional combustion chamber of the fan heater, then after a short take-off in reloading variant and transition to translational horizontal high-speed flight, the fuel supply system partially overlaps with a simultaneous increase in gas supply to the turbine fan from one of the working gas turbine engines, disconnected from topics of transmission of the rotor drive and, therefore, with this method of throttling it, the share of gas taken from two working gas turbine engines to the fan drive, as the power take-off to the rotors decreases from the take-off power of the other gas turbine engine, which allows to increase gas extraction from it, and when large values of a given gas take-off to maintain a given value of the propeller fan’s marching thrust with the required supply of fuel to its combustion chamber decreases, then as the throttle advances ahead of it, the compensatory p gas from two gas turbine engines increases.

Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовки оптимизированной для горизонтального полета на большой скорости, представляющей собой эффективное средство для уменьшения неблагоприятных последствий сжимаемости воздуха, в частности появления скачков уплотнения при увеличении хорды за пределами некоторого поперечного сечения, располагающегося примерно в расширяющейся зоне на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенной в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44° и способствующим появлению интенсивных и устойчивых вихрей, которые отодвигают границу срыва потока, особенно, в том случае, когда данная лопасть движется в направлении, противоположном направлению поступательного полета при зависании, при этом с целью возможности как отодвинуть границы срыва потока, так и обеспечить выигрыш в мощности на больших скоростях горизонтального полета каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки, имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β1=5,5°, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с горизонтально расположенной законцовкой, отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.In addition, in order to improve aerodynamic characteristics and to reduce the frontal drag of each rotor profile during high-speed horizontal flight, it is associated with a decrease in the chord at the end of each of its blades, which has the said saber shape in plan, with a pointed end towards the end of the animated tip optimized for horizontal flight at high speed, which is an effective means to reduce the adverse effects of air compressibility, in particular the appearance of jumps in mallets with an increase in the chord beyond a certain cross section located approximately in the expanding zone in the area from 5/12 to 5/6 of the total radius of each blade R and shifted forward so as to balance a certain backward shift of its animate tip having the end edge of the front edge with a sweep angle of χ = 44 ° and contributing to the appearance of intense and stable vortices that move the boundary of the stall, especially in the case when this blade moves in the direction opposite to the direction of the translational flight during hovering, while in order to be able to push the boundaries of the flow stall and to ensure a gain in power at high speeds of horizontal flight, each blade in a certain zone at its end, located on a section between 5/6 R and the total radius of each blade R, i.e. the span of this blade, taking into account its sharpened animated tip, has an increased degree of some linear aerodynamic twist with some full amplitude, the value of which is in the range from -7 ° to -12 °, between the center of each rotor and the free animated tip of each blade, with In order to be able to reduce the undesirable effects associated with air compressibility, the relative thickness of the profile of each blade is maintained at a level of 14 to 12% on that part of the blade where the chord has a relatively long length i.e. to an elementary cross section located at a level from approximately its root part to 5/12 of the full span of each blade, having on its full span profiles between an elementary cross section located in the area from 5/12 of the full span of each blade to the end of each blade , the relative thickness of which decreases as if in a linear manner, forming its twofold relative thinning to a level of from 7 to 6%, in particular, on the pointed section between the beginning and the end of the rivial tip of each blade, they having its inclined tip down at an angle β 1 = 5.5 °, forming in the radial direction along the entire length of the full span of the blade a truncated wedge-shaped shape when viewed from the side with a horizontally positioned tip bent down along the bend line from the mating point of the trailing edge in the area her bending in plan back against her rotation.

Кроме того, с целью улучшения появления интенсивных вихрей, отодвигающих границу срыва потока каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β1.In addition, in order to improve the appearance of intense vortices, pushing the boundary of the flow stall, each said blade made, for example, of composite materials, with the simultaneous formation along the entire length of its full range of R sections into a series of even different-sized zones both on its upper and lower surfaces having from its beginning respectively from the first all odd, and from the second all even zones made with thickenings up to 0.5 mm, having in the corresponding zone both leading edges located in the middle of the center of pressure of the blade to its leading edge, and twice the length from the width of the bulges, equal to b = 5/9 of the aerodynamic chord of the blade, but also the corresponding refinement to both its front and rear edges, made respectively arched and sawtooth in plan in the corresponding zone, and from a thickness of 0.5 mm of each thickening to the refinements of each of its trihedral lateral sides, made as if along the radii of the corresponding zone, each of which, starting from the end of the blade, has its even lower thickening, followed by an odd The upper thickening forms a kind of sinusoidal configuration when viewed from the side along its full span R, having its tip bent downward at an angle of 2β 1 .

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить скоростной вертолет с перекрещивающимися винтами (СВПВ), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в концепции разнесенных перекрещивающихся несущих винтов (РПНВ) от фюзеляжа по схеме РПНВ-Х2+2, имеющей над изломами крыла типа «чайка» два трехлопастных чашеобразных несущих винта, размещенных на вертикальных валах в профилированных обтекателях подкрыльных мотогондол и два соосных винта в кормовом кольцевом канале с управляемым вектором тяги, размещенном над низкорасположенной хвостовой балкой и за центром масс на кормовой гондоле и создающем наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета. При этом внутренние секции крыла типа «чайка», выполненные с положительным углом поперечного V и в виде двух пар полукрыльев прямой и обратной стреловидности (ПКПС и ПКОС) соответственно передней и задней их пары, смонтированной соответственно в верхней передней и средней задней части соответствующей мотогондолы и образующей с левой и правой из них замкнутую конструкцию, имеющую при виде сверху как бы ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями передней пары ПКПС, имеющими флаппероны и отрицательный угол ψ=-5° поперечного V, придающий крылу типа «чайка» как бы М-образную конфигурацию при виде спереди. Каждая пара ПКПС и ПКОС, снабженная соответственно предкрылками и закрылками, смонтированы при виде сверху от центра масс соответственно спереди и сзади по полету так, чтобы задняя пара ПКОС, имеющая в носке крыла левый и правый синхронизирующие поперечные валы, связывающие соответствующие консольные редукторы газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с задним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, с синхронизирующим редуктором, смонтированным совместно с кормовым редуктором, имеющим задний вывод удлиненного вала для толкающих с противоположным вращением соосных винтов, вынесенных по оси симметрии за центроплан ПКОС к задней части кормового кольцевого канала (ККК), снабженного профилированными ребрами жесткости и закрепленного снаружи на вертикальном пилоне хвостовой балки и размещенного при виде спереди между килей вертикального оперения, каждый из которых имеет нижние меньшие и верхние большие кили с рулями направления, отклоненные наружу и вовнутрь соответственно от и к плоскости симметрии. При этом каждый чашеобразный несущий винт, имеющий как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности чашеобразной втулки винта, образующей конус несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса α=180°-2β1, град (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β1=5,5° - угол между каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения). Центральный ККК с четырехлопастными соосными винтами двухвинтовой ДРС, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного отклонения развитых горизонтальных рулевых поверхностей ККК, изменяющих продольную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру ККК. Причем при выполнении режима ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается синхронизирующим и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с соосными винтами в ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности. При этом соосные винты в ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так и большей скорости соответственно после как короткого взлета, так и вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой соосных винтов в ККК, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходные поперечные валы синхронизирующего редуктора на редуктор соосных винтов ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через синхронизирующий и консольные редукторы соответственно поровну на несущие винты, но и обратно. При авторотации или на режимах, близких к самовращению несущих винтов, срыв потока на перекрещивающихся их лопастях отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме горизонтального скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 460 или 445 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность, скорость и дальность полета СВПВ исполнения РПНВ-Х2+2, являющейся наиболее эффективной схемой перспективного винтокрылого аппарата при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с чашеобразными несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками, отогнутыми вниз, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение расхода мощности, массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит также увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить безопасность, транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете и, особенно, СВПВ с комбинированной его СУ.Due to the presence of these features, it is possible to perform a high-speed helicopter with intersecting rotors (SVPV), which is made according to the multimode aerodynamic control technology with a propulsion-steering system (DLS) in the concept of spaced intersecting rotors from the fuselage according to the RPNV-X2 + 2 scheme, having two gull-shaped rotor-shaped rotors above kinked wings of the “seagull” type, mounted on vertical shafts in profiled fairings of underwing nacelles and two coaxial rotors in the aft annular canal le with thrust vector control, drop-bed placed above the tail boom and the center of mass in the nacelle aft and create inclined and / or a cruise thrust, respectively when the vertical and short takeoff / landing (GDP and DPC) or high speed horizontal flight. In this case, the internal sections of the wing of the "gull", made with a positive angle of transverse V and in the form of two pairs of half wings of direct and reverse sweep (PKPS and PKOS), respectively, of their front and rear pairs, mounted respectively in the upper front and middle rear of the corresponding nacelle and forming a closed structure on the left and right of them, which, when viewed from above, has a rhomboid configuration with end arrow-shaped parts of the front pair of PCPS having flappers and a negative angle ψ = -5 ° of the transverse V, giving the wing of the "seagull" kind of M-shaped configuration when viewed from the front. Each pair of PKPS and PKOS equipped with slats and flaps, respectively, are mounted when viewed from above from the center of mass front and rear, respectively, in flight so that the rear pair of PKOS, which has left and right synchronizing transverse shafts in the nose of the wing, connecting the corresponding cantilever reducers of gas turbine engines ( GTE), made with the rear output of the shaft for selection through the clutch of their take-off power, with a synchronizing gear mounted in conjunction with the feed gear, having a rear output extended shaft for pushing with opposite rotation coaxial screws, taken out along the axis of symmetry behind the PKOS center section to the rear of the aft annular channel (CCC), equipped with profiled stiffeners and mounted externally on the vertical pylon of the tail boom and placed in front view of the vertical tail between the keels, each of which it has lower lower and upper large keels with rudders deflected outward and inward respectively from and to the plane of symmetry. Moreover, each cup-shaped rotor, having both the possibility of its free rotation and the safe passage of the blades of one rotor above the hub of another so that its advancing blades pass above the fuselage from its stern to the bow and, thereby, when creating the regime of GDP and hovering, create and the exclusion of the conditions of the lapping of the blades, and a harmonious combination of transverse and directional control, and the rigid fastening of the blades without changing their cyclic pitch, but also the possibility of changing its general pitch and the automatic installation of its blades in the position of their autorotation for emergency landing mode, made with saber-shaped blades fixed perpendicular to the conical side surface of the cup-shaped rotor hub forming a rotor cone and made in the form of a corresponding truncated cone having a cone angle α = 180 ° -2β 1 , degrees (where: α is the angle forming the conical surface; β 1 = 5.5 ° is the angle between each rotor blade and the line perpendicular to the vertical axis of its rotation). Central KKK with four-bladed coaxial screws of a twin-screw DLS, having both rigid fastening of the blades, and the ability to change their total pitch and set their blades to the vane position after stopping and fixing them for emergency landing with autorotating rotors, but also the possibility of creating intensive blowing after a preliminary in-phase deviation of the developed horizontal steering surfaces of the KKK, changing the longitudinal balancing when the GDP mode and hovering are fulfilled, at the bottom and top exit by half the radius of the traction screws from the center of the KKK and having their ends bent to the center of the KKK. Moreover, when the GDP regime and freezing are fulfilled, the smooth redistribution of power from the two gas turbine engines is provided by synchronizing and cantilever gearboxes to the rotors and DLS with coaxial rotors in the KKK, respectively 88% and 12% of their available take-off power. At the same time, the coaxial screws in the KKK, which create marching thrust for horizontal high-speed flight, are made with a large twist of their saber-shaped blades, like a fan, and the ability to provide both the first lower and second average and higher speeds, respectively, after both short take-off and vertical takeoff in the flight configuration of a rotorcraft or winged gyroplane in its reloading version is 15% and 5% more than the normal take-off weight or with a normal take-off weight with rotating rotors respectively max with loaded rotors and / or close to their self-rotation when they create propulsive thrust together with the marching thrust of coaxial rotors in KKK provided by working gas turbine engines, giving out 77% and 67% or 62% of their take-off power, 55% of which it is redistributed through the output transverse shafts of the synchronizing gearbox to the KKK coaxial screw gearbox, and the rest of 77% and 67% or 62% of the power is redistributed through the synchronizing and cantilever gearboxes equally equally to the main rotors, but also vice versa. During autorotation or in regimes close to self-rotation of the rotors, the flow stall at their intersecting blades is moved to higher flight speeds, which will allow, due to aerodynamic symmetry with respect to the center of mass, to eliminate the loss of lift due to stalling the flow from the retreating blades in the mode horizontal high-speed flight and, as a result, achieve a flight speed of 460 or 445 km / h, respectively. All this will increase the rate of climb, speed and range of the SVPV RPNV-X2 + 2, which is the most effective scheme for a promising rotorcraft when performing operations with vertical lifting of loads, since it has cup-shaped rotors with blades with revitalizing tips bent down, provides improved performance in hovering mode and reduced power consumption, structural mass, noise level, vibration, maintenance costs. In addition, this will also allow to increase the payload, take-off weight and weight return, but also to increase safety, transport and fuel efficiency during high-speed horizontal flight and, especially, SVPV with its combined control system.

Предлагаемое изобретение СВПВ с несущими чашеобразными винтами и ДРС с задним расположением биротативного двухрядного винтовентилятора в ККК, обеспечивающих варианты его использования, иллюстрируются общими видами на фиг. 1.The proposed invention of SVPV with rotary cup-shaped screws and DLS with a rear arrangement of a bi-rotational double-row fan in the CCC, providing options for its use, are illustrated by general views in FIG. one.

На фиг. 1 изображен СВПВ исполнения РПНВ-Х2+2 на общих видах спереди и сверху соответственно а) к б) с межгондольными двумя парами ПКПС и ПКОС, образующими с двумя мотогондолами ромбовидное крыло в плане, имеющее стреловидные концевые части ПКПС и разгружающее несущие винты при его использовании:In FIG. Figure 1 shows SVPV of RPNV-X2 + 2 version in general front and top views, respectively a) to b) with two nacelle pairs of PKPS and PKOS, forming a diamond-shaped wing with two engine nacelles in plan, having arrow-shaped end parts of PKPS and unloading rotors when used :

а) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крыло типа «чайка» совместно с несущими перекрещивающимися чашеобразными винтами, авторотирующими или вращающимися на режиме, близком к их самовращению, и двухрядный винтовентилятор с центральным ККК в кормовой гондоле, создающие пропульсивную и реактивную тягу;a) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a carrier and propulsion systems, including a “seagull” wing together with load-bearing intersecting cup-shaped screws, autorotating or rotating in a mode close to their self-rotation, and a two-row propeller fan with a central KKK in the aft gondola, creating propulsive and jet propulsion;

б) в полетной конфигурации вертолета двухвинтовой несущей схемы с двухвинтовой ДРС, включающей в системе РПНВ-Х2+2, несущие перекрещивающиеся левый и правый винты которой при виде сверху имеют вращение против и по часовой стрелке соответственно, размещенными в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно к плоскости симметрии, направленные к ней и от нее.b) in the flight configuration of a helicopter with a twin-screw carrier circuit with twin-screw DLS, including in the RPNV-X2 + 2 system, the bearing intersecting left and right rotors of which, when viewed from above, are rotated counterclockwise and clockwise, respectively, placed in plan with their respective blades perpendicular to plane of symmetry directed to and from it.

Многоцелевой СВПВ, представленный на фиг. 1, выполнен по двухвинтовой поперечной схеме РПНВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и умеренного удлинения высокорасположенное крыло типа «чайка», включающее две пары ПКПС 2 с предкрылками 3 и ПКОС 4 с закрылками 5 (см. фиг. 1б), при этом ПКПС 2 имеет стреловидные концевые части 6 с флапперонами 7 и подкрыльные мотогондолы 8 с передними профилированными вертикальными обтекателями 9, выполненными каплевидной формы в плане и снабженными консольными редукторами (на фиг. 1 не показаны). Двухкилевое оперение, имеющее нижние меньшие 10 и верхние большие 11 кили с рулями направления 12, отклоненные наружу и вовнутрь соответственно от и к плоскости симметрии, установлено на концах стреловидного стабилизатора 13 с рулями высоты 14. Кормовая гондола 15, смонтированная на центроплане ПКОС 4 и над низкорасположенной хвостовой балкой 16, имеет двухрядный биротативный турбовинтовентилятор ДРС в корпусе центрального ККК 17, закрепленного на хвостовом пилоне (на фиг. 1 не показаны) и имеющего на выходе верхний 18 и нижний 19 развитые горизонтальные рулевые поверхности, изменяющие продольную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленные снизу и сверху на величину половины радиуса винтовентилятора от центра ККК 17 и имеющие отогнутые их концы к центру ККК 17 (см. фиг. 1б). Несущая двухвинтовая поперечная схема размещена на вертикальных валах 20 обтекателей 9, отклоненных вперед на угол α=5°, имеет несущие перекрещивающиеся чашеобразные трехлопастные винты левый 21 и правый 22, лопасти которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности чашеобразной втулки 23 под углом (β1 - это угол между каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), равным β1=5,5°. Каждая саблевидная в плане их лопасть с оживальной законцовкой 24, отклоненной вниз на угол β1=5,5°, образует как бы при виде сбоку горизонтально расположенную законцовку, отогнутую вниз. Во время аварийной посадки на режиме авторотации двух несущих перекрещивающихся винтов 21-22 для разгрузки крыла типа «чайка» его закрылки 5 и флаппероны 7 с предкрылками 3 автоматически отклоняются на углы 40° и 20° соответственно, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 75° и 47°. Консольные редукторы в обтекателях 9 разнесены от оси симметрии фюзеляжа 1 на расстоянии, обеспечивающем при этом безопасное прохождение лопастей 21 одного несущего винта над втулкой 23 другого (см. фиг. 1а) и свободное вращение перекрещивающихся 21-22 винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Центральный ККК 17, увеличивающий несущую способность крыла типа «чайка» с секциями 2, 4 и 6, позволяет с последними снизить нагрузку на несущие винты 21-22, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них. На вертолетных режимах полета между несущими винтами, имеющими полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в перекрещивающей группе винтов 21 и 22 (см. фиг. 1б). Имеется дублированная стабилизирующая система, обеспечивающая на режиме висения и на переходных режимах полета стабилизацию продольного и поперечного положения СВПВ и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, но и демпфирования рыскания и изменения высоты его полета.The multi-purpose UHWW presented in FIG. 1, is made according to the twin-screw transverse circuit RPNV-X2 + 2, contains a fuselage 1 and moderate elongation, a highly located wing of the “seagull” type, including two pairs of PKPS 2 with slats 3 and PKOS 4 with flaps 5 (see Fig. 1b), while PKPS 2 has arrow-shaped end parts 6 with flappers 7 and underwing engine nacelles 8 with front profiled vertical fairings 9, made in the form of a drop-shaped plan and equipped with cantilever gearboxes (not shown in Fig. 1). A two-keel plumage having lower lower 10 and upper large 11 keels with rudders 12, deflected outward and inward respectively from and to the plane of symmetry, is installed at the ends of the swept stabilizer 13 with elevators 14. Aft gondola 15 mounted on the center section of PKOS 4 and above low tail boom 16, has a double-row turbocharged turbofan fan DLS in the body of the central KKK 17, mounted on the tail pylon (not shown in Fig. 1) and having upper horizons 18 and lower 19 at the exit the steering surfaces that change the longitudinal balancing when the GDP mode and hover are fulfilled, set lower and top by half the radius of the fan heater from the center of KKK 17 and having their ends bent to the center of KKK 17 (see Fig. 1b). The supporting twin-screw transverse circuit is located on the vertical shafts 20 of the fairings 9, deflected forward by an angle α = 5 °, has bearing intersecting cup-shaped three-bladed screws left 21 and right 22, the blades of which are mounted perpendicular to the conical side surface of the cup-shaped sleeve 23 at an angle (β 1 - this is the angle between each rotor blade and a line placed perpendicular to the vertical axis of its rotation) equal to β 1 = 5.5 °. Each saber-shaped in terms of their blade with ogival tip 24, tilted down by an angle β 1 = 5.5 °, forms, as if from a side view, a horizontally located tip, bent down. During an emergency landing in the autorotation mode of two rotary cross-bearing rotors 21-22 for unloading a gull wing, its flaps 5 and flappers 7 with slats 3 are automatically deflected at angles of 40 ° and 20 °, respectively, and when performing vertical take-off / landing and hovering to reduce losses in their vertical thrust - at angles of 75 ° and 47 °. The cantilever gears in the fairings 9 are spaced from the symmetry axis of the fuselage 1 at a distance that ensures the safe passage of the blades 21 of one rotor above the sleeve 23 of the other (see Fig. 1a) and the free rotation of the crossing 21-22 screws made with rigid fastening of the blades and without changing their cyclic step. The central KKK 17, which increases the bearing capacity of the gull wing with sections 2, 4, and 6, allows the latter to reduce the load on the rotors 21-22, reduce the angle of attack of each retreating blade on all of them, but also avoid stalling the flow on them. In helicopter flight modes between rotors having full compensation of their reactive torques with the opposite direction of rotation in the crossing group of screws 21 and 22 (see Fig. 1b). There is a duplicated stabilizing system that ensures, in the hovering mode and in transitional flight modes, stabilization of the longitudinal and transverse positions of the UHMW and stabilization by pitch and roll angular velocity, but also yaw damping and changes in flight altitude.

Комбинированная СУ имеет два (на фиг. 1 не показаны) ГТД, расположенных в удобообтекаемых подкрыльных мотогондолах 8 по обе стороны от оси симметрии, смонтированных в изломах секций ПКПС 2 и концевой части 6 крыла типа «чайка». Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от трехлопастных несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущих винтов 21-22 имеют шумопонижающие оживальные законцовки, отогнутые вниз и противоположную сторону вращения винтов (см. фиг. 1б). Мощность от ГТД передается несущим 21-22 винтам и двухрядному биротативному турбовинтовентилятору в ККК 17, посредством соответственно синхронизирующих поперечных валов, связывающих соответствующие консольные редукторы в обтекателях 9 ГТД, выполненных с задним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, с синхронизирующим редуктором, смонтированным в центроплане ПКОС 4 и газодинамическим приводом от упомянутых ГТД (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, так и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета. В случае отказа двух ГТД, то возможна посадка СВПВ в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации несущих винтов 21-22. Трехопорное колесное шасси, главные опоры с убирающимися колесами 25 смонтированы в боковых передних отсеках фюзеляжа 1, вспомогательная неубирающаяся опора с колесом 26 на конце тонкой низкорасположенной хвостовой балки 16.The combined control system has two gas turbine engines (not shown in FIG. 1) located in the easy-to-flow underwing wing nacelles 8 on both sides of the axis of symmetry, mounted in kinks of sections of the PKPS 2 and the end part 6 of the “gull” wing. To improve take-off and landing characteristics and reduce vibration from three-bladed main rotors in the hovering mode, the ends of the main rotor blades 21-22 have noise-reducing animated tips, bent down and the opposite side of rotation of the screws (see Fig. 1b). The power from the gas turbine engine is transferred to the bearing 21-22 rotors and a double-row turbocharged turbofan fan in KKK 17, by means of correspondingly synchronizing transverse shafts connecting the corresponding cantilever gearboxes in the turbine engine cowlings 9 made with the rear output of the shaft for selection through take-off clutches of their power, with a synchronizing gearbox, mounted in the center section of PKOS 4 and a gas-dynamic drive from the aforementioned gas turbine engines (not shown in Fig. 1). The excessive thrust-to-weight ratio of the SU, providing vertical take-off, landing, and hovering, determines both the ability to easily implement the technology of GDP and KVP, as well as the creation of additional propulsive thrust and an increase in the speed of horizontal translational flight. In the event of a failure of two gas turbine engines, it is possible to land an SVPV in the flight configuration of a winged gyroplane in the autorotation mode of the main rotors 21-22. The three-wheeled chassis, the main bearings with retractable wheels 25 are mounted in the side front compartments of the fuselage 1, an auxiliary fixed gear with a wheel 26 at the end of a thin low-lying tail beam 16.

Управление многоцелевым СВПВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага перекрещивающихся несущих 21-22 винтов, но и отклонением рулевых поверхностей: как при висении рулей тангажа 18-19, обдуваемых двухрядным винтовентилятором, изменяя их шаг, так и скоростном горизонтальном полете - флапперонов 7, рулей направления 12 и высоты 14, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается секциями ПКПС 2, ПКОС 4 и концевой частью 6 крыла типа «чайка» и несущими 21-22 винтами, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно двухрядным винтовентилятором ККК 17 и несущими винтами перекрещивающейся 21-22 группы, на режиме висения только двумя несущими 21-22 винтами, на режиме перехода - секциями ПКПС 2, ПКОС 4 и концевой частью 6 крыла типа «чайка» с несущими 21-22 винтами. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) предкрылки 3, закрылки 5 и флаппероны 7 крыла типа «чайка» отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие 21-22 винты. После создания необходимой подъемной тяги несущими 21-22 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета двухвинтовой поперечной схемы реактивные моменты несущих винтов компенсируются полностью за счет взаимно противоположного их вращения между несущими 21-22 винтами (см. фиг. 1б). При висении на вертолетных режимах полета продольное управление СВПВ осуществляется предварительным отклонением развитых рулей тангажа 18-19, с последующим их обдувом двухрядным винтовентилятором ККК 17. Путевое управление обеспечивается соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов несущих 21-22 винтов. Поперечное управление обеспечивается несущими левым 21 и правым 22 винтами, осуществляющими поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этой перекрещивающейся группы.The multi-purpose SVPV is controlled by the general and differential change in the pitch of the crossing bearing 21-22 rotors, but also by the deviation of the steering surfaces: both when the rudders are hanging 18-19, blown by a two-row rotor fan, changing their pitch, and high-speed horizontal flight - flappers 7, rudders 12 and heights 14 working in the area of active blowing of these screws. During cruise flight, the lifting force is generated by the PKPS 2, PKOS 4 sections and the end portion 6 of the “gull” wing and the main rotors 21-22, the main and auxiliary marching thrust, respectively, by the KKK 17 double-row rotor fan and main rotors of the crossing group 21-22, in the mode hovering only with two bearing 21-22 screws, in the transition mode - sections PKPS 2, PKOS 4 and the end part 6 of the wing of the "gull" type with bearing 21-22 screws. When switching to vertical take-off and landing (hovering), slats 3, flaps 5 and flappers 7 of the “gull” wing are deflected to their maximum angles simultaneously with the transmission of take-off power to the main rotors 21-22. After the creation of the necessary lifting thrust, the helicopter flight modes are provided with bearing 21-22 screws. With its flight configuration of a twin-screw transverse helicopter, the reactive moments of the rotors are fully compensated for by their mutually opposite rotation between the rotors 21-22 (see Fig. 1b). When hovering in helicopter flight modes, the SVPV longitudinal control is carried out by preliminary deviation of the developed rudders of the pitch 18-19, followed by their blowing by the KKK 17 two-row rotor fan. Transverse control is provided by the bearing left 21 and right 22 screws, performing transverse balancing while changing the pitch of the screws of this intersecting group.

После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются предкрылки 3, закрылки 5 и флаппероны 7 крыла типа «чайка» и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих 21-22 винтов на двухрядный винтовентилятор ККК 17 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет СВПВ в полетной конфигурации двухвинтового крылатого автожира с ДРС, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 12 двухкилевого оперения 11. Продольное и поперечное управление СВПВ при горизонтальном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 14 и флапперонов 7 концевой части 6 ПКПС 2 соответственно. При этом исключение от продольного и поперечного управления СВПВ и, особенно, поперечного его управления несущих 21-22 винтов не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на лопастях несущих винтов на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета до 460-445 км/ч. На крейсерских режимах скоростного полета при создании маршевой тяги задним двухрядным винтовентилятором ККК 17 и пропульсивной тяги его несущими 21-22 винтами соответственно ДРС и перекрещивающейся их группой винтов имеют взаимно противоположное их вращения в ДРС и несущей группе 21-22 винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД этих винтовентиляторов и несущих винтов, обеспечивают более плавное обтекание хвостового оперения и крыла типа «чайка» и весьма повышают эффективность движительной системы и несущей группы чашеобразных винтов.After vertical take-off and climb to switch to the cruising flight mode, slats 3, flaps 5 and flappers 7 of the “gull” wing are removed and the engine control system with transmission provides a smooth redistribution of SU take-off power when switching to horizontal flight mode from bearing 21-22 screws on a double-row fan fan KKK 17 (see Fig. 1b). After that, a horizontal cruising high-speed flight of SVPV is performed in the flight configuration of a twin-screw winged gyroplane with DLS, in which the directional control is provided by rudders 12 of the two-wing plumage 11. The longitudinal and transverse control of the SVPV during its horizontal flight is carried out by the in-phase and differential deviation of the elevators 14 and flappers 7 end Parts 6 of PCPS 2, respectively. In this case, the exclusion from the longitudinal and lateral control of the SVPV and, especially, its transverse control of the bearing 21-22 rotors will not change the aerodynamic symmetry of the bearing system, which will allow the flow stall on the rotor blades to be moved to higher flight speeds and achieve a horizontal flight speed of up to 460- 445 km / h In cruise modes of high-speed flight, when marching thrust by the rear double-row rotor fan KKK 17 and propulsive thrust by its main rotors 21-22 rotors respectively, the DLS and their intersecting group of rotors are mutually opposite to their rotation in the DLS and the bearing group 21-22 rotors and, therefore, respectively increase the efficiency of these rotor fans and rotors, provide a smoother flow around the tail and wings of the "gull" type and greatly increase the efficiency of the propulsion system and the supporting group of cup-shaped ones Intov.

Таким образом, СВПВ исполнения РПНВ-Х2+2 имеет над изломами крыла типа «чайка» два несущих перекрещивающихся трехлопастных чашеобразных винта, размещенных на вертикальных валах в обтекателях подкрыльных мотогондол и двухрядного биротативного турбовинтовентилятора в ККК с управляемым вектором тяги, размещенном над низкорасположенной хвостовой балкой на пилоне. Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением. Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения СВПВ, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и многоцелевого СВПВ-1,4, что позволит реализовать реально высокие технико-экономические результаты (см. табл. 1).Thus, the RPNV-X2 + 2 SVPV has two gull-shaped intersecting three-bladed bowl-shaped rotors above the kinks of the wing mounted on vertical shafts in the fairings of the wing nacelles and a double-row turbocharged turbofan in the KKK with a controlled thrust vector located above the tail the pylon. The choice of such an aerodynamic scheme is not accidental, because such an arrangement, possessing aerodynamic symmetry, eliminates the loss of lift due to flow stall from the retreating rotor blades in horizontal flight mode, compensating for it by their counter-rotation. Therefore, only on the basis of the existing helicopter designs, it is possible to reduce further the development of SVPV and conduct further research on creating a wide family of them, including the multipurpose SVPV-1.4, which will allow realizing really high technical and economic results (see Table 1).

Figure 00000001
Figure 00000001

Claims (4)

1. Скоростной вертолет с перекрещивающимися винтами, имеющий двухвинтовую поперечную схему и силовую установку (СУ) с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и валы на несущие винты, вертикальное оперение со стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в концепции разнесенных перекрещивающихся несущих винтов (РПНВ) от фюзеляжа по схеме РПНВ-Х2+2, имеющей над изломами крыла типа «чайка» два трехлопастных чашеобразных несущих винта, размещенных на вертикальных валах в профилированных обтекателях подкрыльных мотогондол, и два соосных винта в кормовом кольцевом канале с управляемым вектором тяги, размещенном над низкорасположенной хвостовой балкой и за центром масс на кормовой гондоле и создающем наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом внутренние секции крыла типа «чайка», выполненные с положительным углом поперечного V и в виде двух пар полукрыльев прямой и обратной стреловидности (ПКПС и ПКОС) соответственно передней и задней их пары, смонтированной соответственно в верхней передней и средней задней части соответствующей мотогондолы и образующей с левой и правой из них замкнутую конструкцию, имеющую при виде сверху как бы ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями передней пары ПКПС, имеющими флаппероны и отрицательный угол ψ=-5° поперечного V, придающий крылу типа «чайка» как бы М-образную конфигурацию при виде спереди, причем каждая пара ПКПС и ПКОС, снабженная соответственно предкрылками и закрылками, смонтированы при виде сверху от центра масс соответственно спереди и сзади по полету так, чтобы задняя пара ПКОС, имеющая в носке крыла левый и правый синхронизирующие поперечные валы, связывающие соответствующие консольные редукторы газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с задним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, с синхронизирующим редуктором, смонтированным совместно с кормовым редуктором, имеющим задний вывод удлиненного вала для толкающих с противоположным вращением соосных винтов, вынесенных по оси симметрии за центроплан ПКОС к задней части кормового кольцевого канала (ККК), снабженного профилированными ребрами жесткости и закрепленного снаружи на вертикальном пилоне хвостовой балки и размещенного при виде спереди между двух килей вертикального оперения, каждый из которых имеет нижние меньшие и верхние большие кили с рулями направления, отклоненные наружу и вовнутрь соответственно от и к плоскости симметрии, при этом каждый чашеобразный несущий винт, имеющий как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности чашеобразной втулки винта, образующей конус несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса α=180°-2β1, град (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β1=5,5° - угол между каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), причем центральный ККК с четырехлопастными соосными винтами двухвинтовой ДРС, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного отклонения развитых горизонтальных рулевых поверхностей ККК, изменяющих продольную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру ККК, причем при выполнении режима ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД, при этом соосные винты в ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так и большей скорости соответственно после как короткого взлета, так и вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира.1. A high-speed helicopter with intersecting screws, having a twin-screw transverse circuit and a power unit (SU) with an engine that transmits torque through the main gearbox and shafts to the main rotors, vertical tail unit with a stabilizer and a three-leg retractable retractable wheeled chassis, characterized in that it is made according to multimode aerodynamic control technologies with a propulsion-steering system (DLS) in the concept of spaced intersecting rotors from the fuselage according to the RPNV-X2 + 2 scheme, which has a type above the wing fractures “Gull” two three-bladed cup-shaped rotors located on vertical shafts in profiled fairings of underwing engine nacelles, and two coaxial screws in the aft annular channel with a controlled thrust vector placed above the low-lying tail beam and behind the center of mass on the aft gondola and creating an inclined and / or marching thrust, respectively, when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or high-speed horizontal flight, while the internal wing sections of the "gull" type, made with at a transverse V angle and in the form of two pairs of half-wings of direct and reverse sweep (PKPS and PKOS), respectively, of their front and rear pairs, mounted respectively in the upper front and middle rear parts of the corresponding engine nacelle and forming a closed structure with left and right, having top view, as it were, a rhomboid configuration with end arrow-shaped parts of the anterior PCPS pair having flappers and a negative angle ψ = -5 ° of transverse V, which gives the wing of the “gull” type an M-shaped configuration When viewed from the front, each pair of PKPS and PKOS equipped with slats and flaps, respectively, are mounted when viewed from above from the center of mass in front and rear, respectively, in flight so that the rear PKOS pair, which has left and right synchronizing transverse shafts in the nose of the wing, connecting the corresponding cantilever reducers of gas turbine engines (GTE), made with the rear output of the shaft for selection through take-off clutches of their power, with a synchronization gearbox mounted together with the feed gearbox, having them the rear output of the elongated shaft for the axial propellers pushing with the opposite rotation, taken along the symmetry axis behind the PKOS center section to the rear of the aft annular channel (KKK), equipped with profiled stiffeners and fixed outside on the vertical pylon of the tail boom and placed when viewed from the front between two keels vertical plumage, each of which has lower lower and upper large keels with rudders, deflected outward and inward respectively from and to the plane of symmetry, while a cup-shaped main rotor having both the possibility of its free rotation and safe passage of the blades of one main rotor over the hub of another so that its advancing blades pass above the fuselage from its stern to the bow, as well as the rigid fixing of the blades without changing their cyclic pitch, but and the ability to change its total pitch and automatically set its blades to their autorotation position for emergency landing mode, made with saber-shaped blades fixed perpendicularly to the conical side surface of the cup-shaped rotor hub forming the rotor cone and made in the form of a corresponding truncated cone having a cone angle α = 180 ° -2β 1 , deg (where: α is the angle forming the conical surface; β 1 = 5.5 ° is the angle between each rotor blade and a line perpendicular to the vertical axis of its rotation), and the central KKK with four-blade coaxial screws of the twin-screw DLS, having both rigid fastening of the blades, and the ability to change their overall pitch and installation their blades in the vane position after they stop and fix for emergency landing with autorotating rotors, but the possibility of creating intensive blowing after preliminary in-phase deviation is developed x horizontal steering surfaces of the KKK, changing the longitudinal balancing during the implementation of the GDP mode and hovering, installed at the bottom and top exit by the value of half the radius of the traction screws from the center of the KKK and having their ends bent to the center of the KKK, and when the mode of GDP and freezing are performed, the power is redistributed smoothly from two gas turbine engines, while the coaxial screws in the KKK, creating the marching thrust for horizontal high-speed flight, are made with a large twist of their saber-shaped blades, like a fan, and the possibility of providing at both the first and second average, and a higher speed, respectively, both after short takeoff and vertical takeoff flight configuration rotorcraft or winged gyroplane. 2. Скоростной вертолет с перекрещивающимися винтами по п. 1, отличающийся тем, что двухвинтовая ДРС в упомянутом ККК выполнена в виде двухрядного биротативного турбовинтовентилятора с газодинамическим ее приводом от упомянутых ГТД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (πк) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки его потока на привод винтовентилятора, который включает турбину с валом привода винтовентилятора, дополнительную камеру сгорания с регулятором расхода топлива и запалом, центральное тело, канал подвода газа к турбине винтовентилятора, канал отвода газов и топливопровод, который при выполнении КВП используется для подачи топлива в дополнительную камеру сгорания винтовентилятора.2. A high-speed helicopter with intersecting screws according to claim 1, characterized in that the twin-screw DLS in the said KKK is made in the form of a two-row birobative turbofan with its gas-dynamic drive from the aforementioned gas turbines, each having an air compression ratio (π k ) of at least 15.0 in static conditions in their high-pressure compressors, but also a gas extraction system and its flow delivery to the fan drive, which includes a turbine with a fan fan drive shaft, an additional combustion chamber with a fuel consumption regulator and a fuse, a central body, a channel for supplying gas to the turbine of the fan heater, a channel for removing gases and a fuel line, which, when performing the KVP, is used to supply fuel to the additional combustion chamber of the fan heater. 3. Скоростной вертолет с перекрещивающимися винтами по п. 1 или 2, отличающийся тем, что каждый несущий винт выполнен с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44°, каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки, имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β1=5,5°, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с горизонтально расположенной законцовкой, отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.3. A high-speed helicopter with intersecting rotors according to claim 1 or 2, characterized in that each rotor is made with a reduction in chord at the end of each of its blades, having the said saber shape in plan with a rivaling tip pointed towards its end having end, the leading edge with a sweep angle of χ = 44 °, each blade in a certain area at its end, located in the area between 5/6 R and the full radius of each blade R, i.e. the span of this blade, taking into account its sharpened animated tip, has an increased degree of some linear aerodynamic twist with some total amplitude, the value of which is in the range from -7 ° to -12 °, between the center of each rotor and the free animated tip of each blade, and the relative the profile thickness of each blade is maintained at a level of 14 to 12% on that part of the blade where the chord has a relatively short length, i.e. to an elementary cross section located at a level from approximately its root part to 5/12 of the full span of each blade, having on its full span profiles between an elementary cross section located in the area from 5/12 of the full span of each blade to the end of each blade , the relative thickness of which decreases as if in a linear manner, forming its twofold relative thinning to a level of from 7 to 6%, in particular, on the pointed section between the beginning and the end of the rivial tip of each blade, they having its inclined tip down at an angle β 1 = 5.5 °, forming in the radial direction along the entire length of the full span of the blade a truncated wedge-shaped shape when viewed from the side with a horizontally positioned tip bent down along the bend line from the mating point of the trailing edge in the area her bending in plan back against her rotation. 4. Скоростной вертолет с перекрещивающимися винтами по п. 3, отличающийся тем, что каждая упомянутая лопасть выполнена, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти, ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β1.4. High-speed helicopter with crossing screws according to claim 3, characterized in that each said blade is made, for example, of composite materials, with the simultaneous molding along the entire length of its full range of R sections into a series of even different-sized zones both on its upper and lower surfaces, having from its beginning, respectively, from the first all odd and from the second all even zones made with thickenings up to 0.5 mm, having in the corresponding zone both leading edges located in the middle of the pressure center the blades to its leading edge, and twice the length from the width of the thickenings equal to b = 5/9 of the aerodynamic chord of the blade, but also the corresponding refinement to both its front and rear edges, made respectively arched and sawtooth in plan in the corresponding zone, and from a thickness of 0.5 mm of each thickening to the refinements of each of its trihedral lateral sides, made as if along the radii of the corresponding zone, each of which, starting from the end of the blade, its even lower thickening followed by an odd upper thickening m formed like a sinusoidal configuration when viewed from the side along its full scope of R, having its ending deflected downward by an angle 2β 1.
RU2016119185A 2016-05-17 2016-05-17 High-speed helicopter with crossed screws RU2636826C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016119185A RU2636826C1 (en) 2016-05-17 2016-05-17 High-speed helicopter with crossed screws

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016119185A RU2636826C1 (en) 2016-05-17 2016-05-17 High-speed helicopter with crossed screws

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2636826C1 true RU2636826C1 (en) 2017-11-28

Family

ID=60581195

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016119185A RU2636826C1 (en) 2016-05-17 2016-05-17 High-speed helicopter with crossed screws

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2636826C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
RU2710317C1 (en) * 2018-11-29 2019-12-25 Дмитрий Сергеевич Дуров Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter
US10875658B2 (en) 2015-09-02 2020-12-29 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US11148801B2 (en) 2017-06-27 2021-10-19 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
FR3123320A1 (en) * 2021-05-25 2022-12-02 Airbus Helicopters Aircraft having at least one propeller and a rotary wing equipped with two rotors carried by two half-wings

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7530787B2 (en) * 2005-05-31 2009-05-12 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor hub fairing system for a counter-rotating, coaxial rotor system
RU2507121C1 (en) * 2012-06-09 2014-02-20 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" High-speed rotary-wing aircraft
EP2690010B1 (en) * 2012-07-27 2014-09-03 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Compound helicopter with tail booms
RU146301U1 (en) * 2014-05-06 2014-10-10 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" MODULAR AIRCRAFT

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7530787B2 (en) * 2005-05-31 2009-05-12 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor hub fairing system for a counter-rotating, coaxial rotor system
RU2507121C1 (en) * 2012-06-09 2014-02-20 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" High-speed rotary-wing aircraft
EP2690010B1 (en) * 2012-07-27 2014-09-03 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Compound helicopter with tail booms
RU146301U1 (en) * 2014-05-06 2014-10-10 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" MODULAR AIRCRAFT

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US10875658B2 (en) 2015-09-02 2020-12-29 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US11001378B2 (en) 2016-08-08 2021-05-11 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US11148801B2 (en) 2017-06-27 2021-10-19 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
RU2710317C1 (en) * 2018-11-29 2019-12-25 Дмитрий Сергеевич Дуров Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter
FR3123320A1 (en) * 2021-05-25 2022-12-02 Airbus Helicopters Aircraft having at least one propeller and a rotary wing equipped with two rotors carried by two half-wings

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2636826C1 (en) High-speed helicopter with crossed screws
RU2627965C1 (en) High-speed amphibious rotorcraft
US10967964B2 (en) Air wheel rotor, a gyro stabilized aircraft and a wind-driven power generator using the air wheel rotor, and a stationary launching device
RU2629475C1 (en) High-speed turbofan combined helicopter
RU2629478C2 (en) High-speed helicopter with propulsion-steering system
RU2310583C2 (en) Amphibious convertible helicopter
RU2548304C1 (en) Multirotor convertible high-speed helicopter
AU2018239445A1 (en) Vertical takeoff and landing aircraft
RU2609856C1 (en) Fast-speed convertible compound helicopter
RU2657706C1 (en) Convertiplane
RU2652863C1 (en) High-speed hybrid helicopter-aircraft
KR20220029575A (en) Vertical take-off and landing aircraft using a fixed forward tilted rotor to simulate rigid wing aerodynamics
RU2618832C1 (en) Multirotor high-speed combined helicopter
RU2601470C1 (en) Unmanned convertible high-speed helicopter
RU2629473C1 (en) Unmanned vertiplane with channel propellers
RU2542805C1 (en) Vtol aircraft with hybrid power plant
RU2598105C1 (en) Multirotor unmanned high-speed helicopter
RU2653953C1 (en) Unmanned high-speed helicopter-airplane
RU2627963C1 (en) Unmanned rotorcraft with cross-section propellers
RU2661277C1 (en) Unmanned carrier-based convertible rotorcraft
RU127364U1 (en) SPEED COMBINED HELICOPTER
RU2611480C1 (en) Multi-screw unmanned rotorcraft
RU2673317C1 (en) Multi-purpose high-speed helicopter aircraft
RU183800U1 (en) ROPE WING BEZRUKOV
RU2706430C1 (en) Hybrid jet plane-helicopter

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180518