RU2645515C2 - High-speed amphibia synchrocopter - Google Patents
High-speed amphibia synchrocopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2645515C2 RU2645515C2 RU2016130538A RU2016130538A RU2645515C2 RU 2645515 C2 RU2645515 C2 RU 2645515C2 RU 2016130538 A RU2016130538 A RU 2016130538A RU 2016130538 A RU2016130538 A RU 2016130538A RU 2645515 C2 RU2645515 C2 RU 2645515C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- main
- blade
- blades
- rotor
- rotors
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C35/00—Flying-boats; Seaplanes
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных синхрокоптеров-амфибий, имеющих перекрещивающиеся чашеобразные несущие винты с движительно-рулевой системой в схеме Х2+2, включающей как над обтекателем фюзеляжа два двухлопастных продольных несущих винта, смонтированных на вертикальных валах в обтекателях, передний из которых наклонен вперед по оси симметрии, так и на консолях крыла два винта в кольцевых каналах, создающих управляющие моменты или маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of high-speed amphibian synchrocopters with intersecting cup-shaped rotors with a propulsion-steering system in the X2 + 2 scheme, including two two-bladed longitudinal rotors mounted above vertical fuselage mounted on vertical shafts in the fairings which are inclined forward along the axis of symmetry, and on the wing consoles there are two screws in the annular channels that create control moments or marching thrust when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or high-speed horizontal flight.
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, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт и тянущие винты, создающие при висении и управление 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-steering system and above it the main rotor, has two engines that transmit torque through the main gearbox and connecting shafts to the main rotor and pulling screws that create, when hovering, and course control with torque compensation, 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 длиной 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 ЕС155 и рядом узлов от ЕС175, оснащен крылом S=12 м2, которое, имея большое отрицательное поперечное V, делает вклад 31% в аэродинамическую подъемную силу при скорости 220 узлов, что 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 при взлетном весе 8 тонн, что на 30% больше, чем у вертолета ЕС155.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 transmission of shafts 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 an EC155 model helicopter and a number of nodes from the EC175, is equipped with an S = 12 m 2 wing, which, having a large negative transverse V, contributes 31% to aerodynamic lift at a speed of 220 knots, which 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 half an hour eta). The specific load on the power of the power plant, which allows using 70% of its power and ρ N = 2.1 to have a target load of 1600 kg with a take-off weight of 8 tons, which is 30% more than that of an EC155 helicopter.
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 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 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 –э то 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 возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей 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 one is that the weight of the propellers together with the wing and transmission units is up to 15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with its take-off weight. The fourth one is that the wing and tail unit do not have control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the loaded rotor with a swash plate for roll and pitch control and, in case of autorotation of 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 flow from the rotor hangs, it blows around the wing consoles and creates a significant overall loss in its vertical thrust, and the high speeds of the flow rejected from them predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can dramatically decrease rotor traction force and create an uncontrolled 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 transverse balancing channel, especially because of the location of this section just above the wing. Seventh, the fact that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch significantly complicates the design, and the constant vibrations arising from the operation of its swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. All this limits the possibility of further increasing the flight range, fuel efficiency indicators, but also reducing the hanging of unproductive power costs, especially when driving at the rate.
Известен скоростной вертолет модели "AVX" проекта JMR/FVL компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на тяговые винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем», и убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.Known high-speed helicopter model "AVX" project JMR / FVL company "AVX Aircraft Company" (USA), having a twin-screw coaxial circuit with main rotors and a power unit (SU) with engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts to the main rotors and on traction screws in the annular channels mounted on the second wing of the tandem high-mounted circuit, and a retractable wheeled chassis with a nose support.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ двум четырехлопастным соосным несущим винтам и тяговым винтам в двух кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ позволяет при непродолжительном времени висения достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет проекта "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 16 человек.Signs that coincide - the presence of a highly located tandem scheme with wings of equal proportions, two SU turboshaft engines, a main gearbox and transmission shafts transmitting the SU power to two four-blade coaxial rotors and traction screws in two annular channels mounted on the second wing, providing both execution GDP or freezes, and its progressive horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial rotors is synchronized and oppositely directed. The take-off thrust-weight ratio of the SU allows for a short hanging time to reach a payload of 5900 kg with a take-off weight of 12000 kg. The high-speed helicopter of the AVX project, with a cruising flight speed of up to 430 km / h, a flight range of up to 1400 km and a practical ceiling of 7200 m, can be used for transporting 16 people.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и тяговыми винтами в задних кольцевых каналах, используемыми только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при висении и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известного как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов до 10% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением прямолинейных лопастей (без поперечного их V) имеет место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и осложняет из-за верхнего расположения тандемных крыльев и отсутствии поплавков возможность морского его базирования.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and traction screws in the rear annular channels, used only on cruising flight modes, which increases the parasitic mass when hovering and reduces the recoil and range. The second is that the lack of vertical tail creates an insufficient reserve of track stability, especially at horizontal flight speeds of more than 180 km / h, which leads to an increase in yaw, known as the “Dutch step”, which tends to increase with an increase in 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 each of them greatly complicates their design, and the constant vibrations that occur during the operation of their swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height (providing a spacing between the blades of the lower and upper screws to 10% of their diameter), which limits the possibility of basing. The fifth one is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid fastening of rectilinear blades (without their transverse V), there is an adverse mutual influence (inductive loss) of coaxial rotors with skew automatic machines, 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, fuel efficiency indicators, but also complicates the possibility of its sea basing due to the upper arrangement of tandem wings and the absence of floats.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "К-МАХ" компании «Каman Aerospace» (США), имеющий двухвинтовую поперечную схему с близко расположенными перекрещивающимися винтами и силовую установку (СУ) с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и удлиненные валы на несущие винты, смонтированные на пилонах фюзеляжа, вертикальное оперение со стабилизатором и неубирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is an unmanned helicopter model "K-MAX" company "Kaman Aerospace" (USA), having a twin-screw cross-section diagram with closely spaced intersecting screws and a power unit (SU) with an engine that transmits torque through the main gearbox and elongated shafts on rotors mounted on the pylons of the fuselage, vertical plumage with stabilizer and fixed gear wheel 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 "К-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 with rotor diameter of 14.73 m, fuselage length of 12.73 m, height of 4.14 m, take-off weight of 5443 kg with an empty weight of 2334 kg, maximum / cruising flight speed of 193/185 km / h, practical ceiling of 7010 m and a flight range of 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 топливной эффективности, а также осложняет из-за наклона лопастей перекрещивающихся винтов и отсутствии поплавков возможность морского его базирования.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 fuel efficiency indicators, and also complicates the possibility of its sea basing due to the tilt of the blades of the crossing screws and the absence of floats.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "К-МАХ" уменьшения высоты вертолета и потребной мощности на управление по крену и курсу при висении, исключения наклона вниз лопастей винтов и их законцовок и повышения безопасности обслуживания, увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, но и поперечной остойчивости при морском базировании на поверхности воды, а также показателей транспортной и топливной эффективности и выполнения КВП.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned well-known unmanned helicopter model "K-MAX" to reduce the height of the helicopter and the required power to control the roll and heading when hovering, to exclude the downward inclination of the propeller blades and their tips and increase the safety of service, increase the payload and weight gain , increase the speed and range, but also lateral stability when sea-based on the surface of the water, as well as indicators of transport and fuel efficiency and the implementation of LPC.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "К-МАХ", наиболее близкого к нему, является наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в продольной концепции с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами (ПЧНВ) по схеме ПЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем фюзеляжа передний и задний двухлопастные несущие винты, смонтированные на выходных валах главного редуктора в профилированных обтекателях, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол αп=5° вперед по полету, размещен вертикально по оси симметрии и выполнен соответственно с V-образностью, образующей конус винта основной зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в консольных кольцевых каналах (ККК) с управляемым вектором тяги, размещенных на высокорасположенном крыле и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненой формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ее ниши, причем высокорасположенное крыло изменяемого размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам ККК и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов, при этом внутренние секции высокорасположенного крыла, включающие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами крестообразного в плане главного редуктора, имеющего по оси симметрии вынесенные вперед и назад от центра масс угловые при виде сбоку редукторы с выходными валами соответствующих несущих винтов и приводимого посредством синхронизирующих валов угловых в плане редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от оси симметрии в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, причем для обеспечения управляемости по курсу при скоростном горизонтальном полете Т-образное оперение, имеющее стабилизатор с рулями высоты, снабжено на конце удобообтекаемой низко расположенной хвостовой части фюзеляжа-лодки подфюзеляжным цельноповоротным герметизированным килем с триммером, используемым как основным рулем направления при плавании на поверхности воды, при этом каждый из чашеобразного несущего винта, имеющего 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 продольного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его 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 передней и задней удобообтекаемой втулки винта, выполненной в виде соответствующего усеченного конуса с обратной V-образностью, образующей конус основной зоны соответствующего несущего винта, имеющего угол конуса αк=180°-2βл, град, (где αк - угол, образующий конусную поверхность несущего винта; βл=6° - угол между основной зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), причем в двухвинтовой ДРС каждый ККК с флюгерно-реверсивным винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного дифференциального отклонения развитых рулевых поверхностей ККК, изменяющих поперечную балансировку при выполнении 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 соответствующего ККК, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 92% и 8% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух 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 или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или 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 двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, по 42,5% мощности из которых перераспределяется через выходные валы главного редуктора на систему поперечных валов редукторов тяговых винтов двух ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned known K-MAX helicopter, the closest to it, is the fact that it is made using multi-mode aerodynamic control technology with a propulsion-steering system (DLS) in a longitudinal concept with intersecting bowl-shaped rotors (ПЧНВ) according to the ПЧНВ-Х2 + 2 scheme, which includes front and rear two-bladed main rotors mounted on the output shafts of the main gearbox over a convex profiled fairing of the fuselage ora profiled fairings, front and rear of which are respectively inclined by an angle α n = 5 ° forward flight, placed vertically on the axis of symmetry and is adapted respectively to the V-imagery forming the cone of the screw main zone corresponding blades and two traction screws in the cantilever annular channels (KKK) with a controlled thrust vector placed on a high wing and creating inclined and / or marching thrust, respectively, when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or high-speed horizon flight, while the lower part of the fuselage to increase seaworthiness (up to 4 points) and ensure buoyancy is made in the form of a sealed boat having a keel shape and the main power element in the form of a box beam with its outer contour in the form of a faceted shape when viewed from the front, made made of composite materials and equipped with a central main fuel tank and a cargo compartment for the main components and assemblies of the four-wheeled chassis, two unicycle wheels from which are removed to the front niches of the boat, and two main two-wheeled racks - in its rear niches, and a highly variable-sized wing, made with a negative angle ψ = -5 ° of the transverse V, equipped with external sealed sections deflected downward, mounted on the outer sides of the KKK and equipped with flappers and tips on their entire span streamlined floats that increase lateral stability when they deviate to the water surface, giving the rear wing a kind of U-shaped configuration when viewed from the front, increasing directional stabilization and the implementation of GDP and freezing, and while reducing the loss in the vertical thrust of the rotors, while the inner sections of the high wing, including the left and right transverse shafts connected to the corresponding output shafts of the cross gear in terms of the main gearbox along the symmetry axis, angular gears moved forward and backward from the center of mass when viewed from the side, with output shafts of the corresponding rotors and driven by angular synchronizing shafts in Any gearboxes of the left and right gas turbine engines (GTE) made with the front output of the shaft for selection of their take-off power through the clutch and mounted on both sides of the axis of symmetry in a joint shaped fairing with the main gearbox, and to ensure directional control during high-speed horizontal flight The T-shaped plumage, having a stabilizer with elevators, is equipped at the end of the streamlined low-lying tail part of the fuselage-boat with a fuselage all-rotatable sealant keel with a trimmer used as the main rudder when sailing on the surface of the water, with each of the cup-shaped rotor having both the possibility of its free rotation and safe passage of the blades of one rotor above the hub of the other so that its advancing blades pass over the fuselage from of its aft part to the bow and, thereby, when the GDP regime and hovering were fulfilled, they created the exclusion of the conditions for the lobes to overlap, and a harmonious combination of longitudinal and directional control, as well the exact fastening of the blades and without changing its cyclic pitch, but also the ability to change its general pitch and automatically set its blades to the position of their autorotation for emergency landing mode, is made with saber-shaped blades fixed perpendicular to the conical side surface of the front and rear streamlined screw bushings, configured as a truncated cone with the corresponding reverse V-imagery forming the main zone corresponding cone rotor having a cone angle α = 180 ° -2β Hail, (where α k - angle, forming a conical surface of the rotor; β l = 6 ° - the angle between the main zone of each blade of the corresponding main rotor and the line located perpendicular to the vertical axis of its rotation), moreover, in a twin-screw DLS each KKK with a vane-reversing screw having both a rigid fastening of the blades and the possibility of changing its general step and setting its blades in the vane position after stopping it and fixing it for emergency landing mode with autorotating rotors, but also the possibility of creating intensive blowing after the preliminary differential the social deviation of the developed steering surfaces of the KKK, changing the lateral balancing when fulfilling the GDP 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 corresponding KKK, and when performing the GDP and hovering, a smooth power distribution from two gas turbine engines is provided by main and cantilever gearboxes for rotors and DLS with traction propellers in two KKK, respectively 92% and 8% of their available take-off power, traction rotor In two KKK, creating marching thrust for horizontal high-speed flight, 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 or higher speed, respectively, after both a short take-off or vertical take-off 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 rotary rotors, respectively, in modes with heating main rotors and / or close to their self-rotation when they create propulsive thrust in conjunction with the mid-thrust of two channel screws provided by working gas turbine engines, issuing 77% and 67% or 62% of their take-off power SU, 42.5% of each of which it is redistributed through the output shafts of the main gearbox to the system of transverse shafts of the traction screw gearboxes of the two CCCs, and the rest of 77% and 67% or 62% of the power is redistributed through the main gearbox equally to the main rotors, but also vice versa.
Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанного 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 плавно отклоненную ее законцовку вниз на угол β1=6°, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с оживальной 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 the aerodynamic characteristics and to reduce the drag of a profile of each rotor during a 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 sharp end directed towards its end, optimized for horizontal high-speed flight, which is an effective tool to reduce the adverse effects of air compressibility, in particular, jumps compaction when the chord increases 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 in the forward direction in such a way as to balance a certain backward shift of its animate tip having end, the leading edge with a sweep angle of χ = 44 ° and contributing to the appearance of intense and stable vortices that push the boundary of the flow stall, especially when this blade moves in the opposite direction a phenomenon opposite to the direction of the translational flight during hovering, while in order to be able to push the boundaries of flow stall and to ensure power gain at high speeds of horizontal flight, each blade in a certain area 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 tip ending smoothly deflected downward at an angle β 1 = 6 °, 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 lively ending bent down along the bend line from the mating point of the trailing edge in the area of its bending in plan back against its rotation.
Кроме того, с целью 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 форме 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, for the purpose of 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 on both 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 from the center yes the appearance of the blade 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, respectively made in an arcuate and sawtooth shape 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 ut lscheniem formed like a sinusoidal configuration when viewed from the side along its full span R having its ending deflected downward by an angle 2β 1.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной синхрокоптер-амфибию (ССКА), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с двухвинтовой ДРС в продольной концепции с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами по схеме ПЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем фюзеляжа передний и задний двухлопастные несущие винты, смонтированные на выходных валах главного редуктора в профилированных обтекателях, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол αп=5° вперед по полету и размещен вертикально по оси симметрии, и выполненные соответственно с V-образностью, образующей конус винта основной зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в боковых ККК с управляемым вектором тяги, размещенных на высокорасположенном крыле и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении ВВП и КВП или скоростного горизонтального полета. Нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненой формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ее ниши.Owing to the presence of these features, it is possible to master the high-speed synchrocopter amphibian (SSKA), which is made according to the multi-mode aerodynamic control technology with twin-screw DLS in a longitudinal concept with intersecting cup-shaped rotors according to the ПЧНВ-Х2 + 2 scheme, including the front and rear over the convex profiled fairing of the fuselage two-bladed main rotors mounted on the output shafts of the main gearbox in profiled fairings, the front and rear of which are respectively inclined at an angle α n = 5 ° forward in flight and placed vertically along the axis of symmetry, and made respectively with a V-shape, forming a cone of the screw of the main zone of the respective blades, and two traction screws in the side CCC with a controlled thrust vector placed on a high wing and creating an inclined and / or marching thrust, respectively, when performing GDP and KVP or high-speed horizontal flight. The lower part of the fuselage to increase seaworthiness (up to 4 points) and ensure buoyancy is made in the form of a sealed boat having a keel-shaped bottom and the main power element in the form of a box-shaped beam with its external contour in the form of a faceted shape when viewed from the front, made of composite materials and equipped with the central main fuel tank and cargo compartment for the main components and assemblies of the four-wheeled chassis, two unicycle supports from which are removed to the front niches of the boat, and two main two-wheeled vehicles s stand - in the rear of its niche.
Высокорасположенное крыло изменяемого размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам ККК и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов. Внутренние секции высокорасположенного крыла, включающие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами крестообразного в плане главного редуктора, имеющего по оси симметрии вынесенные вперед и назад от центра масс угловые при виде сбоку редукторы с выходными валами соответствующих несущих винтов и приводимого посредством синхронизирующих валов угловых в плане редукторов левого и правого ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от оси симметрии в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором. Причем для обеспечения управляемости по курсу при скоростном горизонтальном полете Т-образное оперение, имеющее стабилизатор с рулями высоты, снабжено на конце удобообтекаемой низко расположенной хвостовой части фюзеляжа-лодки подфюзеляжным цельноповоротным герметизированным килем с триммером, используемым как основным рулем направления при плавании на поверхности воды, при этом каждый из чашеобразного несущего винта, имеющего 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 продольного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его 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 передней и задней удобообтекаемой втулки винта, выполненной в виде соответствующего усеченного конуса с обратной V-образностью, образующей конус основной зоны соответствующего несущего винта, имеющего угол конуса αк=180°-2βл, град (где αк - угол, образующий конусную поверхность несущего винта; βл=6° - угол между основной зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения). При этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с флюгерно-реверсивным винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного дифференциального отклонения развитых рулевых поверхностей ККК, изменяющих поперечную балансировку при выполнении 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 соответствующего ККК. Причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 92% и 8% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух 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 или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или 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 двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, по 42,5% мощности из которых перераспределяется через выходные валы главного редуктора на систему поперечных валов редукторов тяговых винтов двух ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно. A highly variable-sized wing, made with a negative angle ψ = -5 ° of the transverse V, is equipped with external sealed sections deflected downward, mounted on the outer sides of the KKK and equipped with flappers on their entire span and, at the tips, flowable floats, which increase lateral stability when deflected surfaces that give the hind wing a U-shaped configuration as seen from the front, increasing the path stabilization during GDP and freezing, while reducing loss a vertical thrust of the rotors. Inner sections of the upstream wing, including left and right transverse shafts connected to the corresponding output shafts of the cross gear in the wing nose up to the gearboxes of the traction screws in the wing nose, having angular gears with output shafts corresponding to the front and back from the center of mass, viewed from the side of the center of mass rotors and driven by synchronizing shafts angular in terms of gearboxes left and right GTE, made with the front output of the shaft for selection through the clutch their power take-off and mounted on both sides of the symmetry axis of the profiled joint in a fairing with the main gear. Moreover, to ensure controllability along the course during high-speed horizontal flight, the T-shaped plumage, which has a stabilizer with elevators, is equipped at the end of the streamlined low-lying tail of the fuselage-boat with a fuselage all-turning sealed keel with a trimmer used as the main rudder when sailing on the surface of the water, wherein each of the cup-shaped rotor, having both the possibility of its free rotation and the safe passage of the blades of one rotor above the VTU another so that its advancing blades pass over the fuselage from its stern to the bow, and thereby, when fulfilling the regime of GDP and hovering, create both the exclusion of the conditions for the lapping of the blades, and a harmonious combination of longitudinal and directional control, as well as rigid fastening of the blades without changing the cyclic of his step, but also the possibility of changing his general step and automatically setting his blades to the position of their autorotation for emergency landing, made with saber-shaped blades, fixed perpendicular to the conical lateral surface of the front and rear streamlined screw sleeves, made in the form of a corresponding truncated cone with a reverse V-shape, forming the cone of the main zone of the corresponding rotor having a cone angle α k = 180 ° -2β l , deg (where α to - the angle forming the conical surface of the rotor; β l = 6 ° - the angle between the main zone of each blade of the corresponding main rotor and the line located perpendicular to the vertical axis of its rotation). In this case, in a twin-screw DLS, each KKK with a vane-reversing screw having both rigid fastening of the blades and the ability to change its general pitch and set its blades to the vane position after it has been stopped and fixed for emergency landing with autorotating rotors, but also the possibility of creating intense blowing after preliminary differential deviation of the developed steering surfaces of the KKK, changing the lateral balancing when fulfilling the GDP and freezing, installed at the exit bottom and top by half the radius of the traction screws from the center of the KKK and having their ends bent to the center of the corresponding KKK. Moreover, when fulfilling GDP and freezing, the smooth redistribution of power from two gas turbine engines is provided by the main and cantilever gearboxes for the main rotors and DLS with traction rotors in two KKK, respectively 92% and 8% of their available take-off power, traction rotors in two KKK, creating marching thrust for horizontal high-speed flight, 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, or greater speed, respectively, after a short take-off, or vertical take-off in the flight configuration of a rotorcraft or a winged gyroplane in its reloading variant 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 rotors and / or close to their self-rotation when the creation of propulsive thrust by them together with the marching thrust of two channel propellers, provided by working gas turbine engines, issuing 77% and 67% or 62% of their take-off power SU, 42.5% of which are redistributed through the exit the main shafts of the main gearbox to the system of transverse shafts of the traction screw gearboxes of the two CCCs, and the rest of 77% and 67% or 62% of the power are redistributed through the main gearbox equally to the main rotors, but also vice versa.
При авторотации или на режимах, близких к самовращению двух несущих винтов, срыв потока на их лопастях с жестким их креплением 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 скорость и дальность полета многоцелевого ССКА исполнения с системой ПЧНВ-Х2+2, являющейся наиболее эффективной схемой перспективного плавающего винтокрылого аппарата при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с чашеобразными несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками отогнутыми вниз и назад, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, но и повысить безопасность и топливную эффективность при скоростном горизонтальном его полете.In autorotation or in regimes close to the self-rotation of two main rotors, the stall of the flow on their blades with their rigid fastening is pushed 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 from the retreating their blades in the horizontal high-speed flight mode and, as a result, achieve a flight speed of 460 or 445 km / h, respectively. All this will increase the speed and flight range of the multi-purpose SSKA version with the ПЧНВ-Х2 + 2 system, which is the most effective scheme of a promising floating rotorcraft when performing operations with vertical lifting of loads, since it has cup-shaped rotors with blades with revitalizing tips bent down and back, provides improved performance in hovering mode and a reduction in the mass of the structure, noise level, vibration, maintenance costs. In addition, this will increase the payload and weight return, but also increase safety and fuel efficiency with high-speed horizontal flight.
Предлагаемое изобретение ССКА с несущими винтами и двухвинтовой ДРС с винтами в ККК на крыле иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.The proposed invention CCCA with rotors and twin-screw DLS with screws in the CCC on the wing is illustrated by the general views shown in FIG. one.
На фиг. 1 изображен многоцелевой ССКА исполнения ПЧНВ-Х2+2 на общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) в компоновке с крылом, разгружающим передний и задний чашеобразные несущие винты, обеспечивающие с канальными винтами двухвинтовой ДРС в ККК возможные варианты его использовании:In FIG. Figure 1 shows the multi-purpose SSKA version ПЧНВ-Х2 + 2 in general side and top views, respectively a) and b) in the layout with a wing that unloads the front and rear cup-shaped rotors, providing possible variants of its use with twin-screw DLS in KKK:
а) в полетной конфигурации плавающего вертолета продольной схемы с двухвинтовой ДРС в системе ПЧНВ-Х2+2, включающей передний и задний несущие винты, последний из которых при виде сбоку представляет собой чашеобразный несущий винт с основными соответствующими его зонами лопастей, отклоненными вверх;a) in the flight configuration of a floating helicopter of a longitudinal scheme with twin-screw DLS in the ПЧНВ-Х2 + 2 system, including the front and rear rotors, the last of which, when viewed from the side, is a bowl-shaped rotor with its main blades corresponding to its blades deflected upward;
б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крыло совместно с чашеобразными несущими винтами, авторотирующими или вращающимися на режиме, близком к их самовращению, и канальные винты ДРС высокорасположенного крыла, представленного с условным изображением его левой внешней секции с поплавком, отклоненным вниз.b) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a carrier and propulsion systems, including a wing together with cup-shaped rotors, autorotating or rotating at a mode close to their self-rotation, and channel screws of the high-speed wing DLS, presented with a conditional image of its left outer section with float diverted down.
Многоцелевой ССКА, представленный на фиг. 1, выполнен по двухвинтовой продольной несущей схеме с двухвинтовой ДРС в системе ПЧНВ-Х2+2, содержит фюзеляж-лодку 1 и высокорасположенное крыло 2 с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, включающее внутренние секции 3 крыла 2 с ККК 4, имеющими на выходе развитые рулевые поверхности 5 и по внешним их бортам отклоняемые вниз внешние секции 6 крыла 2, снабженные флапперонами 7 и на их законцовках поплавками 8 (см. фиг. 1а). На конце низко расположенной хвостовой балки 9 смонтировано Т-образное оперение, имеющее вертикальный киль 10 с высокорасположенным стабилизатором 11 и рулями высоты 12, снабжено подфюзеляжным цельноповоротным килем 13 с триммером 14, используемым как основной руль направления при плавании на поверхности воды. Каждый боковой ККК 4 имеет внутри на профилированных ребрах жесткости консольный редуктор (на фиг. 1 не показаны) с флюгерно-реверсивным тяговым винтом левым 15 и правым 16 (см. фиг. 1б). Несущая двухвинтовая продольная схема, размещенная на выпуклом обтекателе 17 фюзеляжа-лодки 1 и вертикальных валах 18 в обтекателях 19, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол αп=5° вперед по полету и размещен вертикально по оси симметрии с соответствующими чашеобразными несущими винтами 20-21. Каждый чашеобразный двухлопастной винт 20-21, основные зоны лопастей которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности соответствующих чашеобразных втулок 22 под углом (βл - это угол между основной зоной каждой лопасти несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения) равным βл=6°. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от двухлопастных несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущих винтов 20-21 имеют шумопонижающие оживальные законцовки 23, отогнутые вниз на угол β1=6° и противоположную сторону вращения винтов (см. фиг. 1б). The multi-purpose CCCA shown in FIG. 1, is made according to a twin-screw longitudinal bearing scheme with twin-screw DLS in the ПЧНВ-Х2 + 2 system, contains a fuselage-
Во время аварийной посадки на режиме авторотации двух несущих винтов 20-21 для разгрузки крыла 2 флаппероны 5 и 7 автоматически отклоняются на углы 20 и 40° соответственно, а при выполнении технологии КВП для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 47 и 75°. Главный крестообразный в плане редуктор в обтекателе 17 размещен по оси симметрии фюзеляжа 1 с выходными валами 18, обеспечивающими при этом безопасное прохождение одного несущего винта над втулкой другого в продольной группе несущих винтов (см. фиг. 1а), но и свободное вращение перекрещивающихся 20-21 несущих винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Каждый ККК 4, увеличивающий несущую способность крыла 2, позволяет с последним снизить нагрузку на несущие винты 20-21, 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 продольной группе несущих винтов 20-21 (см. фиг. 1б) два турбовальных ГТД расположены в удобообтекаемых отсеках 24 надфюзеляжного обтекателя 17 по обе стороны от оси симметрии. Мощность от ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, передается несущим 20-21 и тяговым левому 15 и правому 16 винтам в ККК 4 посредством соответственно главного редуктора и системы поперечных валов, связывающих соответствующие консольные редукторы винтов 15-16 (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 полета. В случае отказа двух ГТД возможна посадка многоцелевого ССКА в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации несущих винтов 20-21. В четырехопорном убирающемся колесном шасси главные опоры с колесами 25 смонтированы в боковых задних отсеках фюзеляжа-лодки 1, вспомогательные опоры с колесами 26 - в передние ее отсеки.During an emergency landing in the autorotation mode of two main rotors 20-21 for unloading the
Управление многоцелевым ССКА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага несущих 20-21 винтов, но и отклонением рулевых поверхностей: как при скоростном горизонтальном полете - флапперонов 7, рулей направления 13 и высоты 12. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 с несущими 20-21 винтами, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно тяговыми винтами 15-16 в ККК 4 и несущими винтами продольной 20-21 группы, на режиме висения только несущими 20-21 винтами, на режиме перехода - крылом 2 с несущими 20-21 винтами. При переходе к КВП флаппероны 5 и 7 крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие 20-21 и тяговые 15-16 винты. После создания необходимой подъемной тяги несущими 20-21 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При полетной конфигурации вертолета двухвинтовой схемы реактивные моменты несущих винтов компенсируются полностью за счет взаимно противоположного их вращения между несущими 20-21 винтами (см. фиг. 1б). При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ССКА осуществляется дифференциальным изменением шага переднего 20 и заднего 21 винтов продольной их группы. The multi-purpose SSKA is controlled by a general and differential change in the pitch of the bearing 20-21 screws, but also by the deviation of the steering surfaces: as in high-speed horizontal flight -
Путевое управление обеспечивается соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов продольно расположенных несущих 20-21 винтов. Поперечное управление обеспечивается после предварительного дифференциального отклонения рулевых поверхностей 5 двух ККК 4 и их последующего принудительного обдува тяговыми винтами 15-16. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются шасси 25-26, флаппероны 5 и 7 крыла 2, и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих 20-21 винтов на тяговые винты 15-16 в ККК 4 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет ССКА в полетной конфигурации двухвинтового крылатого автожира с ДРС, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 13, имеющими триммер 14. Продольное и поперечное управление ССКА при горизонтальном скоростном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 12 и флапперонов 7 крыла 2. При скоростном полете происходит исключение от продольного и поперечного управления ССКА несущих 20-21 винтов и, особенно, продольно-поперечного его управления не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на отступающих лопастях несущих винтов 20-21 на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета до 445-460 км/ч. На крейсерских режимах скоростного полета при создании маршевой тяги боковыми тянущими винтами 15-16 в двух ККК 4 и пропульсивной тяги его несущими 20-21 винтами соответственно ДРС и продольной их группой несущих винтов имеют взаимно противоположное их вращения в ДРС и несущей группе 20-21 винтов и тем самым соответственно увеличивают КПД как тяговых винтов, исключая гироскопический эффект, так и несущих винтов, обеспечивающих более плавное обтекание высокорасположенного крыла и Т-образного оперения, что весьма повышает эффективность двухвинтовой ДРС и двухвинтовой продольной несущей группы чашеобразных двухлопастных винтов.The directional control is provided by the corresponding differential change in the torques of the longitudinally located main rotors 20-21 screws. Cross control is provided after preliminary differential deviation of the steering surfaces 5 of two
Таким образом, многоцелевой ССКА с двухвинтовой ДРС в системе ПЧНВ-Х2+2, включающей продольную схему с двумя чашеобразными двухлопастными несущими винтами, размещенными на переднем и заднем выходных валах главного редуктора, но и ДРС с тянущими винтами в боковых ККК, размещенных на внутренних секциях высокорасположенного крыла, делающего вклад 40% в аэродинамическую подъемную силу при скорости его горизонтального полета не менее 407 км/ч, что позволит летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты.Thus, a multi-purpose SSKA with a twin-screw DLS in the ПЧНВ-
Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка, имея фюзеляж-лодку с низко расположенной хвостовой балкой и высокорасположенное крыло изменяемого размаха с поплавками, смонтированными на отклоняемых вниз внешних секциях крыла, повышает продольно-поперечную остойчивость на поверхности воды, но и, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением в продольной группе перекрещивающихся несущих винтов. Поэтому только на базе имеющихся конструкций одновинтовых вертолетов с рулевым винтом целесообразно, сокращая сроки их освоения, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и палубного базирования легкого ССКА-1,4 (см. табл. 1).The choice of such an aerodynamic scheme is not accidental, because such an arrangement, having a fuselage boat with a low tail boom and a highly variable wing with floats mounted on the outer wing sections deflected downward, increases longitudinal-transverse stability on the surface of the water, but also, having aerodynamic symmetry, eliminates the loss of lift due to for stalling the flow from the retreating rotor blades in the horizontal flight mode, compensating for it by their counter-rotation in the longitudinal group of intersecting rotors. Therefore, only on the basis of existing designs of single-rotor helicopters with tail rotor, it is advisable, reducing the time for their development, to carry out further studies to create a wide family of them, including deck-based light SSKA-1.4 (see Table 1).
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016130538A RU2645515C2 (en) | 2016-07-25 | 2016-07-25 | High-speed amphibia synchrocopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016130538A RU2645515C2 (en) | 2016-07-25 | 2016-07-25 | High-speed amphibia synchrocopter |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016130538A RU2016130538A (en) | 2018-01-30 |
| RU2645515C2 true RU2645515C2 (en) | 2018-02-21 |
Family
ID=61173944
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016130538A RU2645515C2 (en) | 2016-07-25 | 2016-07-25 | High-speed amphibia synchrocopter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2645515C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2781817C1 (en) * | 2021-12-23 | 2022-10-18 | Виктор Антонович Золотухин | Vertical take-off and landing seaplane with a main rotor with folding retractable blades |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2719591A (en) * | 1951-06-05 | 1955-10-04 | Hermann F Schulz | Rotating blade aircraft |
| RU2310583C2 (en) * | 2005-11-15 | 2007-11-20 | Д.С. Дуров | Amphibious convertible helicopter |
| RU2351506C2 (en) * | 2007-04-23 | 2009-04-10 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multipurpose hydroconvertipropeller plane |
| US20150314864A1 (en) * | 2014-05-02 | 2015-11-05 | Gyula Cserfoi | Overlapping Synchronized Twin Blades |
-
2016
- 2016-07-25 RU RU2016130538A patent/RU2645515C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2719591A (en) * | 1951-06-05 | 1955-10-04 | Hermann F Schulz | Rotating blade aircraft |
| RU2310583C2 (en) * | 2005-11-15 | 2007-11-20 | Д.С. Дуров | Amphibious convertible helicopter |
| RU2351506C2 (en) * | 2007-04-23 | 2009-04-10 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multipurpose hydroconvertipropeller plane |
| US20150314864A1 (en) * | 2014-05-02 | 2015-11-05 | Gyula Cserfoi | Overlapping Synchronized Twin Blades |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2781817C1 (en) * | 2021-12-23 | 2022-10-18 | Виктор Антонович Золотухин | Vertical take-off and landing seaplane with a main rotor with folding retractable blades |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016130538A (en) | 2018-01-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| CN101559832B (en) | Fast hybrid helicopter with large range | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| CN105235892A (en) | Multimodal flight conversion control method for hybrid layout rotary-wing unmanned aerial vehicle | |
| CA3057560A1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2264951C1 (en) | Hydroconverti ground-effect craft | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2627963C1 (en) | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2673317C1 (en) | Multi-purpose high-speed helicopter aircraft | |
| RU2664024C2 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180726 |