RU2149799C1

RU2149799C1 - Combination blade of flying vehicle main rotor and method of flight of flying vehicle

Info

Publication number: RU2149799C1
Application number: RU98113534A
Authority: RU
Inventors: В.М. Малышкин; С.П. Калашников
Original assignee: Малышкин Виктор Михайлович; Калашников Сергей Петрович
Priority date: 1998-07-08
Filing date: 1998-07-08
Publication date: 2000-05-27
Also published as: WO2000002776A1; AU4536899A

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: blade has air intake and outlet nozzle which are connected with air-breathing engine. Blade is provided with axial-flow nozzle located at end of blade and directed along its axis, passages for connection of air-breathing engine with air intake, as well as with outlet and axial-flow nozzles. Provision is also made for gas distributing device located between above-mentioned passages used for connecting with above-mentioned air breathing engine which is mounted along axis of rotation of propeller. Vertical takeoff and landing are performed by means of proposed combination blade; horizontal flight is effected before and after braking till complete stop of main rotor at efflux of gases from rear outlet nozzle perpendicularly to longitudinal axis of blade and/or efflux of gases from nozzle located along longitudinal axis of blade depending on direction of flight and/or required direction of thrust vector. EFFECT: enhanced maneuverability; improved aerodynamic characteristics. 3 cl, 8 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Комбинированная лопасть несущего винта летательного аппарата и способ полета летательного аппарата относятся к летательным аппаратам с несущим винтом, обеспечивающих вертикальный взлет, зависание и посадку, и длительный высокоскоростной горизонтальный полет в сочетании с хорошей маневренностью.FIELD OF THE INVENTION
The combined rotor blade of an aircraft and the flight method of an aircraft are rotor aircraft that provide vertical take-off, hovering and landing, and long-term high-speed horizontal flight in combination with good maneuverability.

Уровень техники. The prior art.

Известен летательный аппарат с Х-образным крылом-ротором, представляющий собой винтокрылый аппарат с останавливаемым несущим винтом. Для обеспечения полета с одним и тем же винтом-крылом и в самолетном и в вертолетном режимах несущая система снабжена системой выдувания потока с передней и задней кромок лопастей. Причем ротор имеет симметричный относительно центральной вертикальной оси профиль с созданием подъемной силы за счет выдувания воздуха через щель над задней кромкой. Внутри лопасти имеется канал для подачи воздуха от компрессора к соплам на передних и задних кромках лопастей ротора. Лопасть данной конструкции не позволяет использовать набегающий на лопасть поток воздуха для подачи в воздушно-реактивный двигатель и для рекуперации тепла отходящих газов [1] с. 187-188 Рис.6.32. Known aircraft with an X-shaped wing-rotor, which is a rotorcraft with a rotor to be stopped. To ensure flight with the same wing-wing in both airplane and helicopter modes, the supporting system is equipped with a system for blowing the flow from the leading and trailing edges of the blades. Moreover, the rotor has a profile symmetrical with respect to the central vertical axis with the creation of a lifting force due to blowing air through the gap above the trailing edge. Inside the blade there is a channel for supplying air from the compressor to the nozzles at the front and rear edges of the rotor blades. The blade of this design does not allow the flow of air flowing onto the blade to be supplied to the jet engine and to recover the heat of the exhaust gases [1] s. 187-188 Fig. 6.32.

Известен комбинированный вертолет, имеющий вертолетный винт, крыло и толкающий воздушный винт, который приводится в движение обычным поршневым двигателем. Воздух высокого давления, поступающий от компрессора двигателя, направляется к небольшим реактивным соплам, установленным на законцовках ротора. Для осуществления скоростного горизонтального полета подача воздуха в реактивные сопла отключается, и ротор устанавливается в режим авторотации. Недостатком этого винта является необходимость использования различных двигателей для вертикального и высокоскоростного горизонтального полета, ухудшение аэродинамических характеристик на высоких скоростях полета [2] с.210 Рис.11.1. Known combined helicopter having a helicopter propeller, a wing and a propelling propeller, which is driven by a conventional piston engine. High pressure air coming from the engine compressor is directed to small jet nozzles mounted on the ends of the rotor. To carry out high-speed horizontal flight, the air supply to the jet nozzles is turned off, and the rotor is set to autorotation. The disadvantage of this screw is the need to use different engines for vertical and high-speed horizontal flight, the deterioration of aerodynamic characteristics at high flight speeds [2] p. 210 Fig. 11.1.

Известен вертолет с реактивным несущим винтом, у которого на концах лопастей установлены воздушно-реактивные двигатели с подачей топлива через втулку винта. Так как для запуска воздушно-реактивного двигателя требуется большая скорость набегающего потока, то такой винт требует предварительной раскрутки от другого источника энергии до включения основного двигателя. Такой винт обеспечивает простоту конструкции, но из-за низкого КПД двигателей имеет большой удельный расход топлива. Из-за размещения двигателя на концах лопастей невозможно применять рекуперацию тепла, ухудшаются аэродинамические характеристики несущего винта, увеличивается механическая нагрузка на лопасти [2] с.211 Рис. 11.2. Known helicopter with a jet rotor, in which at the ends of the blades mounted jet engines with fuel through the hub of the rotor. Since a high speed of incoming flow is required to start an air-jet engine, such a screw requires preliminary unwinding from another energy source before turning on the main engine. Such a screw provides simplicity of design, but due to the low efficiency of the engines it has a large specific fuel consumption. Due to the placement of the engine at the ends of the blades, it is impossible to apply heat recovery, the aerodynamic characteristics of the rotor deteriorate, the mechanical load on the blades increases [2] p.211 Fig. 11.2.

Известна также лопасть летательного аппарата, которая оснащена газотурбинным реактивным двигателем. Упомянутый газотурбинный реактивный двигатель вмонтирован в лопасть на некотором удалении от оси вращения ротора. Причем входное устройство размещено на передней кромке лопасти, а выходное сопло - на задней кромке той же лопасти. В канале между упомянутыми входным устройством и выходным устройством газотурбинный двигатель размещен таким образом, что ось вращения турбины и компрессора расположена вдоль продольной оси лопасти. Воздушный поток, поступающий через воздухозаборник на передней кромке лопасти, поступает в воздушно-реактивный двигатель в направлении к периферии (концевой части) лопасти. В этой конструкции нагрузка на лопасть увеличена из-за размещения на концевой части лопасти реактивного двигателя вместе с турбиной, компрессором, топливной системой, системой охлаждения и др. Такая конструкция не позволяет осуществлять полет с использованием двигателей, размещенных в лопасти при неподвижном несущем роторе. Увеличенная масса концевой части лопасти приводит к увеличению деформаций лопасти при передаче крутящего момента от ее корневой части для вращения и изменения углов атаки лопасти [3] (Изобретение по заявке ФРГ N 1456071, 1968, В 64 С 27/18). Also known is the blade of an aircraft, which is equipped with a gas turbine jet engine. Said gas turbine jet engine is mounted in the blade at a certain distance from the axis of rotation of the rotor. Moreover, the input device is located on the leading edge of the blade, and the output nozzle on the trailing edge of the same blade. In the channel between the said input device and the output device, the gas turbine engine is arranged so that the axis of rotation of the turbine and compressor is located along the longitudinal axis of the blade. The air flow coming through the air intake at the leading edge of the blade enters the jet engine toward the periphery (end part) of the blade. In this design, the load on the blade is increased due to the placement of a jet engine at the end of the blade together with the turbine, compressor, fuel system, cooling system, etc. This design does not allow flight using engines placed in the blade with the rotor stationary. The increased mass of the end part of the blade leads to an increase in deformation of the blade when transmitting torque from its root part to rotate and change the angle of attack of the blade [3] (The invention, according to the application of Germany N 1456071, 1968, 64 C 27/18).

Во всех прототипах на высокой скорости горизонтального полета лопасти создают сильное лобовое сопротивление, лопасти в любом режиме полета не могут совмещать функции несущего ротора и теплообменника воздушно-реактивного двигателя. Ни один из прототипов не обеспечивает непосредственное управление боковой силой. In all prototypes, at high horizontal flight speeds, the blades create strong drag, the blades in any flight mode cannot combine the functions of a rotor and an air-jet engine heat exchanger. None of the prototypes provides direct lateral force control.

Сущность изобретения
Известные ранее конструкции лопасти несущего винта летательного аппарата с воздухозаборником на передней кромке и задним выходным соплом, соединенным с воздушно-реактивным двигателем, предлагается оснастить осевым соплом, расположенным на торце лопасти осевым соплом, расположенным на торце лопасти и направленным вдоль оси лопасти, каналом для соединения воздушно-реактивного двигателя с упомянутым задним выходным соплом и с упомянутым осевым соплом, газораспределительным устройством, расположенным между упомянутыми каналами, предназначенными для соединения с указанным воздушно- реактивным двигателем, который размещен на оси вращения винта. Предлагаемое изменение в конструкции лопасти несущего винта и способ полета летательного аппарата направлены на решение следующих задач:
создание несущей лопасти, совмещающей функции несущего ротора и противоточного рекуперативного теплообменника с большой поверхностью теплообмена для предварительного подогрева сжатого воздуха, поступающего в камеру сгорания, при минимальном местном гидравлическом сопротивлении воздушному потоку;
использование несущей лопасти в летательных аппаратах, способных обеспечивать вертикальные взлет и посадку, и длительный высокоскоростной горизонтальный полет как с подвижным, так и с неподвижным ротором;
применение газотурбинного двигателя с переменным рабочим циклом, на разных скоростях горизонтального полета (от компрессорного к бескомпрессорному газотурбинному воздушно-реактивному двигателю);
снижение массовой характеристики летательного аппарата;
повышение КПД двигателя в широком диапазоне режимов полета;
непосредственное управление подъемной и боковой силами в горизонтальном полете;
использование ресурсов двигателя с высоким КПД как для горизонтального, так и для вертикального полета.SUMMARY OF THE INVENTION
It is proposed to equip an axial nozzle located at the end of the blade with an axial nozzle located at the end of the blade and directed along the axis of the blade, with a channel for connecting the previously known designs of the rotor blade of an aircraft with an air intake at the leading edge and a rear output nozzle connected to the jet engine a jet engine with said rear outlet nozzle and with said axial nozzle, a gas distribution device located between said channels, Values for connection to said air-jet which is situated on the axis of rotation of the screw. The proposed change in the design of the rotor blade and the flight method of the aircraft are aimed at solving the following problems:
creation of a carrier blade combining the functions of a carrier rotor and countercurrent regenerative heat exchanger with a large heat exchange surface for preheating the compressed air entering the combustion chamber with minimal local hydraulic resistance to air flow;
the use of a rotor blade in aircraft capable of providing vertical take-off and landing, and long-term high-speed horizontal flight with both a movable and a fixed rotor;
the use of a gas turbine engine with a variable duty cycle, at different horizontal flight speeds (from compressor to uncompressed gas turbine air-jet engine);
decrease in mass characteristics of the aircraft;
increase engine efficiency in a wide range of flight modes;
direct control of lifting and lateral forces in horizontal flight;
the use of engine resources with high efficiency for both horizontal and vertical flight.

Перечень фигур чертежей
Фиг. 1 - Общий вид летательного аппарата с комбинированной лопастью на 1 листе формата А4;
Фиг. 2 - Схема лопасти и газораспределения в азимуте 90 и 270 градусов на 1 листе формата А4;
Фиг. 3 - Схема газораспределения в лопастях в азимуте 45 и 255 градусов на 1 листе формата А4;
Фиг. 4 - Схема газораспределения в лопастях в азимуте 0 и 180 градусов на 1 листе формата А4;
Фиг. 5 - Схема газораспределения в лопастях в азимуте 45 и 255 градусов на 1 листе формата А4;
Фиг. 6 - Схема газораспределения в лопастях при неподвижном роторе с лопастями, расположенными по направлению полета на 1 листе формата А4.List of drawings
FIG. 1 - General view of the aircraft with a combined blade on 1 sheet of A4 format;
FIG. 2 - Scheme of the blade and gas distribution in the azimuth of 90 and 270 degrees on 1 sheet of A4 format;
FIG. 3 - The gas distribution pattern in the blades in azimuth of 45 and 255 degrees on 1 sheet of A4 format;
FIG. 4 - The gas distribution diagram in the blades in azimuth of 0 and 180 degrees on 1 sheet of A4 format;
FIG. 5 - The gas distribution diagram in the blades in azimuth of 45 and 255 degrees on 1 sheet of A4 format;
FIG. 6 - The gas distribution pattern in the blades with a stationary rotor with blades located in the direction of flight on 1 sheet of A4 format.

Фиг. 7 - Схема изменения вектора тяги относительно продольной оси летательного аппарата при неподвижном роторе на 1 листе формата А4. FIG. 7 - Diagram of changes in thrust vector relative to the longitudinal axis of the aircraft with a stationary rotor on 1 sheet of A4 format.

Фиг. 8 - Схема изменения направления истечения горячих газов относительно продольной оси на 1 листе формата А4. FIG. 8 - Scheme of changing the direction of the outflow of hot gases relative to the longitudinal axis on 1 sheet of A4 format.

Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Несущий ротор летательного аппарата выполнен, например, в виде полого двухлопастного винта. На оси 1 ротора летательного аппарата размещены два (по числу лопастей ротора) воздушно- реактивных двигателя 2 и 3 с противоположным направлением входа холодного воздуха и истечения горячего газа. Подача топлива к двигателям 2 и 3 осуществляется через ось 1 ротора, а циклическое изменение углов установки лопастей 4 - через втулку 5 несущего винта. Для уменьшения аэродинамического сопротивления двигатели 2 и 3 вместе с втулкой 5 несущего винта закрыты обтекателем 6. Фюзеляж 7 летательного аппарата выполнен с плавными обводами, снижающими лобовое сопротивление на крейсерских и максимальных скоростях. Шасси 8 выполнено убирающимся. Для создания подъемной силы при больших скоростях полета летательный аппарат имеет крылья 9 (Фиг. 1). На задних кромках концевых частей лопастей 4 размещены реактивные задние сопла 10, обеспечивающие истечение струй газов в направлении, перпендикулярном продольной оси лопасти 4 (Фиг. 2). На торце каждой лопасти 4 встроено осевое сопло 11, ось которого параллельна продольной оси лопасти 4, и обеспечивающее истечение струй горячих газов в направлении, параллельном продольной оси лопасти 4. На передних кромках концевых частей лопастей 4 размещены воздухозаборники 12, обеспечивающие отбор воздуха с передней кромки лопасти 4 для последующей подачи его к камере сгорания двигателей 2 или 3. Для разделения потоков горячего и холодного воздуха во внутренней полости 13 лопасти 4 размещена удлинительная труба 14, внутренняя полость 15 которой соединяет реактивные задние сопла 10 и осевое сопло 11 с выходными устройствами воздушно-реактивных двигателей 2 или 3. Удлинительная труба 14 выполнена из теплопроводного материала и размещена во внутренней полости 13 лопасти 4 таким образом, чтобы обеспечить наилучшее охлаждение встречным потоком воздуха, поступающим в лопасть через воздухозаборники 12 к двигателям 2 или 3. Для распределения потока горячего воздуха между задними соплами 10 и осевым соплом 11 в полости 15 удлинительной трубы 14 размещена створка 16 газораспределителя с возможностью поворота вокруг оси 17 по командам системы управления (на схеме не показана). Форма створки 16 внешнего распределителя выполнена такой, что в двух крайних положениях обеспечивает направление всего потока горячего воздуха, движущегося от камеры сгорания двигателя 2 или 3, либо к задним соплам 10, либо к осевому соплу 11. Для соединения полостей 13 и 15 в режиме горизонтального полета с неподвижным ротором, в удлинительной трубе 14 выполнена створка 18 клапана с возможностью поворота вокруг оси 19 по командам системы управления. Форма створки 18 клапана выполнена такой, что обеспечивает герметичное разделение внутренней полости 13 лопасти 4 и полости 15 удлинительной трубы 14 в одном положении и их соединение в другом крайнем положении.Information confirming the possibility of carrying out the invention
The rotor of the aircraft is made, for example, in the form of a hollow two-blade propeller. On the axis 1 of the rotor of the aircraft there are two (according to the number of rotor blades) jet engines 2 and 3 with the opposite direction of the inlet of cold air and the outflow of hot gas. The fuel supply to the engines 2 and 3 is carried out through the axis 1 of the rotor, and the cyclical change in the angles of installation of the blades 4 through the hub 5 of the rotor. To reduce aerodynamic drag, engines 2 and 3 together with the rotor hub 5 are covered with a fairing 6. The fuselage 7 of the aircraft is made with smooth contours that reduce drag at cruising and maximum speeds. Chassis 8 is made retractable. To create lift at high flight speeds, the aircraft has wings 9 (Fig. 1). At the trailing edges of the end parts of the blades 4, reactive rear nozzles 10 are placed, which ensure the flow of gas jets in the direction perpendicular to the longitudinal axis of the blade 4 (Fig. 2). At the end of each blade 4, an axial nozzle 11 is integrated, the axis of which is parallel to the longitudinal axis of the blade 4, and ensures the flow of hot gases in a direction parallel to the longitudinal axis of the blade 4. At the front edges of the end parts of the blades 4 there are air intakes 12 that allow air to be taken from the leading edge blades 4 for its subsequent supply to the combustion chamber of engines 2 or 3. To separate the flows of hot and cold air in the inner cavity 13 of the blade 4 there is an extension pipe 14, the inner cavity 15 of which it connects the jet rear nozzles 10 and the axial nozzle 11 to the output devices of the jet engines 2 or 3. The extension pipe 14 is made of heat-conducting material and placed in the inner cavity 13 of the blade 4 in such a way as to provide the best cooling with the oncoming air flow entering the blade through the air intakes 12 to the engines 2 or 3. To distribute the flow of hot air between the rear nozzles 10 and the axial nozzle 11 in the cavity 15 of the extension pipe 14, a valve 16 is arranged with a gas valve the axis of rotation around the axis 17 according to the commands of the control system (not shown in the diagram). The shape of the leaf 16 of the external distributor is such that in two extreme positions it ensures the direction of the entire flow of hot air moving from the combustion chamber of the engine 2 or 3, either to the rear nozzles 10 or to the axial nozzle 11. For connecting the cavities 13 and 15 in the horizontal mode flight with a fixed rotor, in the extension pipe 14 is a valve flap 18 with the possibility of rotation around the axis 19 according to the commands of the control system. The shape of the valve flap 18 is such that it provides a tight separation of the inner cavity 13 of the blade 4 and the cavity 15 of the extension pipe 14 in one position and their connection in the other extreme position.

Для регулирования направления истечения горячих газов из осевого сопла 11 относительно продольной лопасти комбинированная лопасть 4 летательного аппарата может оснащаться насадкой 20, размещенной на концевой части лопасти 4. Насадка 20 соединяется с осевым соплом 11. В насадке 20, имеющей внешний профиль, соответствующий профилю лопасти 4, имеются верхние отклоняющие створки 21, нижние отклоняющие створки 22 и осевые отклоняющие створки 23 (Фиг. 8). Верхние отклоняющие створки 21 могут поворачиваться вокруг верхней оси 24 и предназначены для отклонения струи горячих газов (прошедших через осевое сопло 11) вверх относительно плоскости вращения лопасти 4. Нижние отклоняющие створки 22 могут поворачиваться вокруг нижней оси 25 и предназначены для отклонения струи горячих газов вверх относительно плоскости вращения лопасти 4. Осевые отклоняющие створки 23 могут поворачиваться вокруг вертикальных осей 26 и предназначены для отклонения струи горячих газов относительно продольной оси лопасти 4 в плоскости ее вращения. Управление отклоняющими створками 21, 22 и 23 осуществляется системой автоматического управления в зависимости от требуемых условий работы лопасти. В исходном положении верхние 21 нижние 22 отклоняющие створки закрыты, а осевые отклоняющие заслонки 23 установлены параллельно продольной оси лопасти 4, обеспечивая истечение горячих газов из осевого сопла 11 только параллельно продольной оси лопасти 4. To regulate the direction of flow of hot gases from the axial nozzle 11 relative to the longitudinal blade, the combined blade 4 of the aircraft can be equipped with a nozzle 20 located on the end part of the blade 4. The nozzle 20 is connected to the axial nozzle 11. In the nozzle 20 having an external profile corresponding to the profile of the blade 4 there are upper deflecting flaps 21, lower deflecting flaps 22 and axial deflecting flaps 23 (Fig. 8). The upper deflecting flaps 21 can rotate around the upper axis 24 and are designed to deflect the jet of hot gases (passing through the axial nozzle 11) upward relative to the plane of rotation of the blade 4. The lower deflecting flaps 22 can rotate around the lower axis 25 and are designed to deflect the jet of hot gases upward relative to the plane of rotation of the blade 4. Axial deflecting flaps 23 can rotate around vertical axes 26 and are designed to deflect a jet of hot gases relative to the longitudinal axis of the blade 4 in the plane of its rotation. The deflecting flaps 21, 22 and 23 are controlled by an automatic control system depending on the required operating conditions of the blade. In the initial position, the upper 21 lower 22 deflecting flaps are closed, and the axial deflecting flaps 23 are installed parallel to the longitudinal axis of the blade 4, ensuring the outflow of hot gases from the axial nozzle 11 only parallel to the longitudinal axis of the blade 4.

Для вертикального взлета створки 16 газораспределителей в удлинительных трубах 14 лопастей 4 устанавливают в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы соединена с задними соплами 10 на концевых частях лопастей 4. Створка 18 клапана устанавливается в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы 14 изолируется от полостей 13 лопасти 4 для холодного воздуха. Затем производится запуск двигателей. Холодный воздух через воздухозаборники 12 на концевых частях лопастей 4 по внутренней полости 13 поступает к камерам сгорания двигателя 2 и 3, а горячие газы, выходящие из камер сгорания, по удлинительной трубе 14 к задним соплам 10. Благодаря противотоку холодного и горячего воздуха по изолированным друг от друга полостям 13 и 15 происходит рекуперативный теплообмен через стенки удлинительной трубы 14. Таким образом, холодный воздух подогревается перед поступлением в камеру сгорания, увеличивается его давление. Большая длина лопастей 4 и отсутствие поворотов потока воздуха обеспечивает эффективный теплообмен с небольшими гидравлическими потерями. For vertical take-off, the valves 16 of the valves in the extension pipes 14 of the blades 4 are installed in a position in which the cavity 15 of the extension pipe is connected to the rear nozzles 10 at the end parts of the blades 4. The valve leaf 18 is installed in a position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is isolated from the cavities 13 blades 4 for cold air. Then the engines are started. Cold air through the air intakes 12 at the end parts of the blades 4 through the inner cavity 13 enters the combustion chambers of the engine 2 and 3, and the hot gases leaving the combustion chambers through the extension pipe 14 to the rear nozzles 10. Due to the counterflow of cold and hot air through isolated friend recuperative heat exchange through the walls of the extension pipe 14 from cavities 13 and 15 from each other. Thus, cold air is heated before entering the combustion chamber, its pressure increases. The large length of the blades 4 and the absence of turns of the air flow provides efficient heat transfer with low hydraulic losses.

При работающих воздушно-реактивных двигателях 2 и 3 крутящий момент создается в результате всасывания воздуха через воздухозаборники 12 на передних кромках и истечения горячих газов из реактивных задних сопел 10 на задних кромках лопасти 4 ротора, т.е. за счет перепада давлений воздуха на передней и задней кромках лопасти 4. Вращающийся ротор в любом азимутальном положении лопастей 4 создает подъемную силу для вертикального взлета, зависания и посадки. Скорость вращения ротора регулируется количеством горячего газа, поступающего от двигателей 2 и 3. When the jet engines 2 and 3 are operating, the torque is created as a result of air suction through the air intakes 12 at the leading edges and the outflow of hot gases from the jet rear nozzles 10 at the trailing edges of the rotor blade 4, i.e. due to the difference in air pressure at the front and rear edges of the blade 4. The rotating rotor in any azimuthal position of the blades 4 creates a lifting force for vertical take-off, hovering and landing. The rotor speed is controlled by the amount of hot gas coming from engines 2 and 3.

Для горизонтального полета с использованием реактивной составляющей горячих газов система автоматического управления осуществляет регулирование количества горючей смеси в воздушно-реактивных двигателях 2 и 3, количества горячего газа, истекающего через задние 10 и осевые сопла 11 в зависимости от азимутального положения лопасти 4, горизонтальной скорости полета и других условий. Для уменьшения лобового сопротивления при горизонтальном полете шасси 8 убирается в фюзеляж 7 после набора заданной высоты и скорости полета. Затем при вращении ротора, например, против часовой стрелки системой автоматического управления осуществляется регулировка газораспределения в зависимости от азимутального положения лопасти 4. Так в лопасти 4, находящейся в азимутальном положении 0 градусов (Фиг. 4), створка 16 находится в положении, при котором горячие газы вытекают только через осевое сопло 11, создавая реактивную тягу в направлении полета, а заднее сопло 10 закрыто. В противоположной лопасти 4, находящейся в азимутальном положении 180 градусов, створка 16 находится в положении, при котором горячие газы вытекают только через заднее сопло 10, создавая крутящий момент, а осевое сопло 11 закрыто. Таким образом в данном положении к ротору приложены крутящий момент для вращения лопасти и реактивное усилие в направлении полета, передаваемое через ось 1 фюзеляжу 7 для движения летательного аппарата в плоскости вращения ротора. For a horizontal flight using the reactive component of hot gases, the automatic control system controls the amount of combustible mixture in the jet engines 2 and 3, the amount of hot gas flowing out through the rear 10 and axial nozzles 11 depending on the azimuthal position of the blade 4, horizontal flight speed and other conditions. To reduce drag during horizontal flight, the landing gear 8 retracts into the fuselage 7 after gaining a predetermined height and flight speed. Then, when the rotor is rotated, for example, counterclockwise, the automatic control system adjusts the gas distribution depending on the azimuthal position of the blade 4. So in the blade 4, which is in the azimuthal position of 0 degrees (Fig. 4), the sash 16 is in the position in which the hot gases flow out only through the axial nozzle 11, creating jet thrust in the direction of flight, and the rear nozzle 10 is closed. In the opposite blade 4, which is in the azimuthal position of 180 degrees, the sash 16 is in a position in which hot gases escape only through the rear nozzle 10, creating a torque, and the axial nozzle 11 is closed. Thus, in this position, a torque is applied to the rotor to rotate the blade and a reactive force in the flight direction is transmitted through the axis 1 of the fuselage 7 for the aircraft to move in the plane of rotation of the rotor.

Воздух, поступающий в воздухозаборник 12 на передней кромке вращающейся лопасти 4 во всех ее азимутальных положениях, проходит по внутренней полости 13, обеспечивая охлаждение удлинительной трубы 14, и одновременно подогревается перед поступлением в камеры сгорания воздушно-реактивных двигателей 2 и 3. Подогрев воздуха перед поступлением в камеру сгорания улучшает условия горения и повышает КПД двигателей 2 и 3. The air entering the air intake 12 at the leading edge of the rotary blade 4 in all its azimuthal positions passes through the internal cavity 13, providing cooling for the extension pipe 14, and is simultaneously heated before entering the combustion chambers of the jet engines 2 and 3. Heating the air before entering into the combustion chamber improves combustion conditions and increases the efficiency of engines 2 and 3.

При повороте лопасти 4 из азимутального положения 0 градусов до азимутального положения 90 градусов система автоматического управления осуществляет поворот створки 16 вокруг оси 17 от положения, при котором все горячие газы вытекают через осевое сопло 11, создавая реактивную тягу вдоль лопасти, до положения (в азимуте 90 градусов), при котором все горячие газы вытекают через заднее сопло 10, создавая крутящий момент. В результате уменьшения количества горячего газа, вытекающего из осевого сопла 11, реактивная тяга вдоль данной лопасти 4 будет уменьшаться, а крутящий момент будет увеличиваться за счет увеличения количества горячего газа, вытекающего через заднее сопло 10. Реактивная тяга вдоль данной лопасти 4 передается через ось 1 фюзеляжу 7 и способствует горизонтальному перемещению летательного аппарата вперед. When the blade 4 is rotated from the azimuthal position of 0 degrees to the azimuthal position of 90 degrees, the automatic control system rotates the sash 16 around the axis 17 from the position in which all hot gases flow through the axial nozzle 11, creating reactive thrust along the blade, to the position (in azimuth 90 degrees), at which all hot gases flow out through the rear nozzle 10, creating a torque. As a result of the decrease in the amount of hot gas flowing out of the axial nozzle 11, the jet thrust along this blade 4 will decrease, and the torque will increase due to the increase in the amount of hot gas flowing through the rear nozzle 10. The jet thrust along this blade 4 is transmitted through axis 1 the fuselage 7 and contributes to the horizontal movement of the aircraft forward.

При повороте лопасти 4 из азимутального положения 90 градусов до азимутального положения 270 градусов система автоматического управления сохраняет положение створки 16, при котором все горячие газы вытекают через заднее сопло 10, а осевое сопло 11 закрыто. Таким образом в азимуте от 90 до 270 градусов горячие газы, вытекающие через заднее сопло 10, создают только крутящий момент. В результате реактивная тяга вдоль данной лопасти 4 в азимуте от 90 до 270 градусов будет отсутствовать, а крутящий момент будет способствовать вращению ротора и его величина будет зависеть от количества горячего газа, поступающего от воздушно- реактивного двигателя 2 к заднему соплу 10. When the blade 4 is rotated from the azimuthal position of 90 degrees to the azimuthal position of 270 degrees, the automatic control system maintains the position of the sash 16, in which all hot gases flow out through the rear nozzle 10, and the axial nozzle 11 is closed. Thus, in the azimuth of 90 to 270 degrees, the hot gases flowing through the rear nozzle 10 create only torque. As a result, there will be no jet thrust along this blade 4 in azimuth from 90 to 270 degrees, and the torque will contribute to the rotation of the rotor and its value will depend on the amount of hot gas coming from the jet engine 2 to the rear nozzle 10.

При повороте лопасти 4 из азимутального положения 270 градусов до азимутального положения 0 градусов система автоматического управления осуществляет поворот створки 16 вокруг оси 17 от положения, при котором все горячие газы вытекают через заднее сопло 10, создавая крутящий момент, до положения (в азимуте 0 градусов), при котором все горячие газы вытекают через осевое сопло 11. В результате уменьшения количества горячего газа, вытекающего из заднего сопла 10, крутящий момент, приложенный к данной лопасти, 4 будет уменьшаться, а реактивная тяга вдоль лопасти 4 будет увеличиваться за счет увеличения количества горячего газа, вытекающего через осевое сопло 11. Реактивная тяга вдоль данной лопасти 4 передается через ось 1 фюзеляжу 7 и способствует горизонтальному перемещению летательного аппарата вперед. When the blade 4 is rotated from the azimuthal position of 270 degrees to the azimuthal position of 0 degrees, the automatic control system rotates the sash 16 about the axis 17 from the position at which all hot gases flow through the rear nozzle 10, creating torque, to the position (in the azimuth of 0 degrees) in which all hot gases flow out through the axial nozzle 11. As a result of a decrease in the amount of hot gas flowing from the rear nozzle 10, the torque applied to this blade 4 will decrease and the jet thrust will s blade 4 is increased by increasing the amount of hot gas flowing through the axial nozzle 11. The reactive thrust along the blade 4 is transmitted through the axis of the fuselage 1 and 7 facilitates horizontal movement of the aircraft forward.

Таким образом при непрерывном вращении лопасти горячие газы воздушно-реактивных двигателей 2 и 3 не только создают крутящий момент на несущем роторе летательного аппарата, но и создают реактивное усилие в направлении продольной оси фюзеляжа 7. Максимальная величина реактивной тяги совпадает с направлением продольной оси фюзеляжа 7. Так как вектор реактивной тяги, передаваемой лопастями 4 на фюзеляж 7, постоянно меняет свою величину и направление в азимуте от 90 до 270 градусов, то рыскание летательного аппарата по курсу может предотвращаться системой автоматического управления, например соответствующим поворотом вертикальных стабилизаторов летательного аппарата (на схеме не показаны). Направление максимального вектора реактивной тяги от лопастей 4 относительно продольной оси фюзеляжа может изменяться путем изменения момента времени открытия и закрытия створок 16 газораспределительного механизма лопасти 4. Для поворота максимального вектора реактивной тяги от продольной оси летательного аппарата против часовой стрелки во время полета с вращающимся ротором система автоматического управления осуществляет вышеописанные повороты створки 16 вокруг оси 17 с опережением по фазе на требуемый угол. А для поворота максимального вектора реактивной тяги от продольной оси летательного аппарата по часовой стрелке во время полета с вращающимся ротором система автоматического управления осуществляет вышеописанные повороты створки 16 вокруг оси 17 с отставанием по фазе на тот же угол. Так как угол запаздывания может устанавливаться в пределах от 0 до 360 градусов, то регулирование направления вектора тяги относительно продольной оси летательного аппарата может обеспечиваться в тех же пределах. На изменение угла запаздывания требуется время, сопоставимое со временем одного полного оборота лопасти, следовательно, изменение направления вектора реактивной тяги может осуществляться за такое же короткое время. Указанные диапазон и время регулирования направления и величины вектора реактивной тяги обеспечивают повышение маневренности летательного аппарата, т.к. реактивная тяга не зависит от переходных процессов, связанных с перестройкой воздушного потока возле винта при энергичном маневрировании. Thus, with the continuous rotation of the blade, the hot gases of the jet engines 2 and 3 not only create a torque on the carrier rotor of the aircraft, but also create a reactive force in the direction of the longitudinal axis of the fuselage 7. The maximum value of reactive thrust coincides with the direction of the longitudinal axis of the fuselage 7. Since the vector of jet thrust transmitted by the blades 4 to the fuselage 7 constantly changes its size and direction in azimuth from 90 to 270 degrees, yaw of the aircraft at the heading can be prevented automatic control system, for example, the corresponding rotation of the vertical stabilizers of the aircraft (not shown in the diagram). The direction of the maximum vector of jet thrust from the blades 4 relative to the longitudinal axis of the fuselage can be changed by changing the time of opening and closing the wings 16 of the gas distribution mechanism of the blade 4. To rotate the maximum vector of jet thrust from the longitudinal axis of the aircraft counterclockwise during a flight with a rotating rotor, the automatic The control carries out the above-described rotations of the sash 16 around the axis 17 with an advance in phase by the required angle. And to rotate the maximum vector of jet thrust from the longitudinal axis of the aircraft clockwise during a flight with a rotating rotor, the automatic control system performs the above-mentioned rotations of the sash 16 around the axis 17 with a phase lag of the same angle. Since the angle of delay can be set in the range from 0 to 360 degrees, the regulation of the direction of the thrust vector relative to the longitudinal axis of the aircraft can be provided in the same range. Changing the delay angle requires a time comparable to the time of one complete revolution of the blade, therefore, changing the direction of the jet thrust vector can be carried out in the same short time. The indicated range and time of regulation of the direction and magnitude of the jet thrust vector provide increased maneuverability of the aircraft, since jet thrust does not depend on transients associated with the restructuring of the air flow near the propeller during vigorous maneuvering.

По мере увеличения скорости горизонтального полета подъемная сила, создаваемая крыльями 9, увеличивается, поэтому от ротора летательного аппарата требуется увеличивать усилие, приложенное к фюзеляжу, в направлении полета, а подъемная сила, создаваемая ротором, может быть уменьшена. В соответствии с этим по мере увеличения скорости горизонтального полета система автоматического управления уменьшает количество горячих газов, отходящих от воздушно-реактивного двигателей 2 и 3 к задним соплам 10 лопастей 4, находящихся в азимутальном положении от 90 до 270 градусов, и одновременно увеличивает количество горячих газов, поступающих к осевым соплам 11 лопастей 4, находящихся в азимутальном положении от 270 до 90 градусов. Практически это обеспечивается периодическим изменением количества топлива, сжигаемого в воздушно-реактивных двигателях 2 и 3. As the horizontal flight speed increases, the lifting force created by the wings 9 increases, therefore, the rotor of the aircraft is required to increase the force applied to the fuselage in the direction of flight, and the lifting force created by the rotor can be reduced. Accordingly, as the horizontal flight speed increases, the automatic control system reduces the amount of hot gases leaving the jet engines 2 and 3 to the rear nozzles 10 of the blades 4 in the azimuthal position from 90 to 270 degrees, and at the same time increases the amount of hot gases coming to the axial nozzles 11 of the blades 4, located in the azimuthal position from 270 to 90 degrees. In practice, this is ensured by a periodic change in the amount of fuel burned in aircraft engines 2 and 3.

Т. е. уменьшают количество топлива, сжигаемого в воздушно- реактивном двигателе 2 или 3 в период, когда они подают горячие газы в лопасть 4, находящуюся в азимуте от 90 до 270 градусов, и одновременно увеличивают количество топлива, сжигаемого в воздушно-реактивном двигателе 2 или 3 в период, когда они подают горячие газы в лопасть 4, пока она находится в азимуте от 270 до 90 градусов (Фиг. 3). При вышеописанном регулировании количества горячих газов, истекающих через задние сопла 10 и осевые сопла 11, крутящий момент на роторе, частота его вращения и подъемная сила уменьшатся, а реактивная тяга в направлении полета, передаваемая от лопастей 4 фюзеляжу 7 через ось 1, увеличится. Уменьшение частоты вращения лопастей 4 приводит к уменьшению их лобового сопротивления в горизонтальном полете. That is, they reduce the amount of fuel burned in a jet engine 2 or 3 during the period when they supply hot gases to the blade 4, which is in azimuth from 90 to 270 degrees, and at the same time increase the amount of fuel burned in a jet engine 2 or 3 during the period when they supply hot gases to the blade 4, while it is in azimuth from 270 to 90 degrees (Fig. 3). With the above regulation of the amount of hot gases flowing through the rear nozzles 10 and axial nozzles 11, the torque on the rotor, its rotational speed and lift force will decrease, and the jet thrust in the flight direction transmitted from the blades 4 to the fuselage 7 through the axis 1 will increase. The decrease in the frequency of rotation of the blades 4 leads to a decrease in their drag in horizontal flight.

Аварийный выход из строя одного из воздушно-реактивных двигателей (например, двигателя 2) сохраняет несущую способность ротора летательного аппарата, так как соответствующее уменьшение крутящего момента на лопастях 4 может быть компенсировано увеличением количества сжигаемого топлива в оставшемся работоспособным двигателе (в данном случае - в двигателе 3). An emergency failure of one of the jet engines (for example, engine 2) retains the bearing capacity of the aircraft rotor, since a corresponding decrease in the torque on the blades 4 can be compensated by an increase in the amount of fuel burned in the remaining efficient engine (in this case, in the engine 3).

При необходимости полета с более высокими скоростями, когда даже медленно вращающийся ротор создает недопустимо большое лобовое сопротивление, створки 16 газораспределителей в лопастях 4 устанавливают в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы 14 соединена с осевыми соплами 11 на концевых частях лопастей, а створки 18 клапанов - в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы 14 соединяется с полостью 13 для холодного воздуха. При этом крутящий момент, создаваемый двигателями 2 и 3, уменьшается, так как горячие газы не истекают из задних сопел 10. Подъемная сила создается от воздействия встречного воздушного потока на крылья 9 летательного аппарата, профиль и размеры которых выбраны для высоких скоростей полета. Под действием лобового сопротивления воздуха, действующего на лопасти 4, и при отсутствии крутящего момента вращение ротора замедляется. Затем включается тормозное устройство (на схеме не показано), обеспечивающее плавное торможение и остановку ротора. После остановки ротора осуществляется его фиксирование относительно фюзеляжа 7 в требуемом направлении вектора тяги (Фиг. 6). Двигатель 2, из которого горячие газы истекают по направлению движения, выключают. А створка 18 клапана задней по ходу лопасти 4 (находящейся в азимуте 0 градусов) переводится в положение, при котором внутренняя полость 13 лопасти 4 отделена от внутренней полости 15 удлинительной трубы 14. If it is necessary to fly at higher speeds, when even a slowly rotating rotor creates an unacceptably large drag, the valves 16 of the gas distributors in the blades 4 are set in a position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is connected to the axial nozzles 11 on the end parts of the blades, and the shutter 18 valves - in a position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is connected to the cavity 13 for cold air. In this case, the torque created by engines 2 and 3 is reduced, since hot gases do not flow from the rear nozzles 10. The lifting force is created by the oncoming air flow on the wings 9 of the aircraft, the profile and dimensions of which are selected for high flight speeds. Under the action of the drag of the air acting on the blades 4, and in the absence of torque, the rotation of the rotor slows down. Then, the brake device is turned on (not shown in the diagram), providing smooth braking and stopping the rotor. After the rotor stops, it is fixed relative to the fuselage 7 in the desired direction of the thrust vector (Fig. 6). Engine 2, from which hot gases flow in the direction of travel, is turned off. And the flap 18 of the valve of the rear of the blade 4 (located in the azimuth of 0 degrees) is translated into a position in which the inner cavity 13 of the blade 4 is separated from the inner cavity 15 of the extension pipe 14.

Благодаря продолжающемуся по инерции горизонтальному движению летательного аппарата встречный поток холодного воздуха поступает в осевое сопло 11 по внутренним полостям 15 и 13 передней (по ходу движения) лопасти 4 подается к камере сгорания работающего двигателя 2. Горячие газы, выходящие из камеры сгорания воздушно-реактивного двигателя 2, по удлинительной трубе 14 поступают к осевому соплу 11 и создают реактивное тяговое усилие, направленное вдоль оси задней (по ходу движения) лопасти 4, передаваемое фюзеляжу 7 через ось 1. Таким образом летательный аппарат продолжает горизонтальный полет за счет реактивной силы горячих газов при минимальном лобовом сопротивлении лопастей 4 ротора, установленных по направлению полета и имеющих минимальную площадь лобового сопротивления. Лопасти 4 ротора также служат в качестве входного и выходного устройств воздушно-реактивного двигателя 2. Due to the horizontal aircraft moving by inertia, the oncoming cold air stream enters the axial nozzle 11 through the internal cavities 15 and 13 of the front (in the direction of travel) blade 4 is fed to the combustion chamber of a working engine 2. Hot gases leaving the combustion chamber of an air-jet engine 2, through an extension pipe 14, they pass to the axial nozzle 11 and create a reactive traction force directed along the axis of the rear (in the direction of travel) of the blade 4, transmitted to the fuselage 7 through the axis 1. Thus, summer Yelnia apparatus continues to level off due to the reactive force of the hot gases at the minimum drag of the rotor blades 4 mounted in the direction of flight, and having a minimum area drag. The rotor blades 4 also serve as input and output devices of the jet engine 2.

В режиме полета с неподвижным ротором, для непосредственного управления боковой силой в нужном направлении без изменения углового положения летательного аппарата система автоматического управления осуществляет поворот лопастей 4 относительно продольной оси фюзеляжа 7 на заданный угол и затем фиксирует их в новом положении (Фиг. 7). При этом происходит отклонение вектора тяги относительно продольной оси фюзеляжа 7 на тот же угол. Так как время поворота лопасти 4 невелико, то это позволяет сразу изменить траекторию полета в нужном направлении без изменения углового положения летательного аппарата, что также увеличивает его маневренность. In flight mode with a fixed rotor, for direct control of lateral force in the desired direction without changing the angular position of the aircraft, the automatic control system rotates the blades 4 relative to the longitudinal axis of the fuselage 7 by a predetermined angle and then fixes them in a new position (Fig. 7). In this case, the thrust vector deviates relative to the longitudinal axis of the fuselage 7 by the same angle. Since the rotation time of the blade 4 is small, this allows you to immediately change the flight path in the desired direction without changing the angular position of the aircraft, which also increases its maneuverability.

В случае аварийного выхода из строя воздушно-реактивного двигателя 2 на этапе полета с неподвижным ротором осуществляется поворот лопастей 4 ротора на 180 градусов, их фиксация и включение воздушно-реактивного двигателя 3 с соответствующим изменением положения створок 16 и створок клапана 18. Так как полет с неподвижным ротором осуществляется с достаточным запасом высоты и скорости, то за время поворота ротора для смены вышедшего из строя двигателя 2 или 3 аварии летательного аппарата не происходит. In the event of an emergency failure of the jet engine 2 at the stage of flight with a fixed rotor, the rotor blades 4 are rotated 180 degrees, they are fixed and the jet engine 3 is turned on with a corresponding change in the position of the flaps 16 and valve flaps 18. Since the flight with a fixed rotor is carried out with a sufficient margin of altitude and speed, then during the rotation of the rotor to replace a failed engine 2 or 3, an aircraft accident does not occur.

Для перехода из режима высокоскоростного горизонтального полета в вертолетный режим (при вращающемся несущем роторе) сначала снижается скорость горизонтального полета, а затем ось 1 ротора растормаживается и начинает вращаться в режиме авторотации под действием встречного воздушного потока. Створки 16 газораспределителей в удлинительных трубах 14 лопастей 4 переводятся в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы 14 соединена с реактивными задними соплами 10 на концевых частях лопастей 4, а створки 18 клапана - в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы 14 отделена от полости 13 для холодного воздуха (Фиг. 3). Холодный воздух, поступающий под давлением от воздухозаборников 12, используется для запуска двигателя 2 (временно отключенного в режиме высокоскоростного горизонтального полета). Далее управление лопастью осуществляется как для горизонтального полета с вращающимся ротором (см. выше). To switch from the high-speed horizontal flight mode to the helicopter mode (with a rotating bearing rotor), the horizontal flight speed is first reduced, and then the rotor axis 1 is released and rotated in autorotation mode under the action of oncoming air flow. The valve leaves 16 in the extension pipes 14 of the blades 4 are translated into a position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is connected to the jet rear nozzles 10 at the end parts of the blades 4, and the valve leaves 18 are in a position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is separated from the cavity 13 for cold air (Fig. 3). Cold air coming under pressure from the air intakes 12 is used to start the engine 2 (temporarily disabled in the high-speed horizontal flight mode). Further, the control of the blade is carried out as for horizontal flight with a rotating rotor (see above).

При отказе всех двигателей и для кратковременного создания дополнительной подъемной силы без использования двигателей 2 и 3 створки 16 газораспределителей в удлинительных трубах 14 лопастей 4 переводятся в положение, в котором полость 15 удлинительной трубы 14 соединена с реактивными соплами 10 на концевых частях лопастей 4, а створки клапана 18 - в положение, при котором полость 15 удлинительной трубы 14 разделена от полости 13 для холодного воздуха. Затем сжатый воздух, например из пневмо-аккумулятора, через каналы в оси 1 ротора подается в удлинительные трубы 14 лопастей 4 и далее выходит через реактивные сопла 10. In the event of failure of all engines and for short-term creation of additional lifting force without using engines 2 and 3, the valves 16 of the gas distributors in the extension pipes 14 of the blades 4 are transferred to the position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is connected to the jet nozzles 10 at the end parts of the blades 4, and the shutters valve 18 - in a position in which the cavity 15 of the extension pipe 14 is separated from the cavity 13 for cold air. Then, compressed air, for example from a pneumatic accumulator, is supplied through extension channels 14 of the blades 4 through channels in the rotor axis 1 and then exits through the jet nozzles 10.

Комбинированная лопасть несущего ротора летательного аппарата может быть оснащена насадкой 20 для регулирования частоты вращения лопасти 4. Так, например, для торможения вращающихся лопастей осевые отклоняющие створки 23 поворачивают в положение, при котором горячие газы истекают из осевого сопла 11 под углом к продольной оси лопасти 4 в направлении вращения (Фиг. 8). При этом горячие газы, вытекающие из осевого сопла 11 навстречу вращению, создают реактивный момент, направленный в сторону, противоположную вращению лопастей 4, и вращение ротора замедляется. Так как тормозное усилие приложено к лопасти 4 на периферии, то уменьшается изгибающий момент от сил инерции вращающейся лопасти в сравнении с тормозными устройствами, размещаемыми на оси 1. Это позволяет увеличивать тормозной момент и быстрее тормозить лопасти 4 при меньшем риске их поломки. The combined blade of the carrier rotor of the aircraft can be equipped with a nozzle 20 for controlling the rotational speed of the blade 4. So, for example, to brake the rotating blades, the axial deflecting flaps 23 are turned into a position in which hot gases flow out of the axial nozzle 11 at an angle to the longitudinal axis of the blade 4 in the direction of rotation (Fig. 8). In this case, hot gases flowing from the axial nozzle 11 towards rotation create a reactive moment directed in the direction opposite to the rotation of the blades 4, and the rotation of the rotor slows down. Since the braking force is applied to the blades 4 on the periphery, the bending moment from the inertia forces of the rotating blades is reduced in comparison with the braking devices placed on the axis 1. This allows you to increase the braking moment and brake the blades 4 faster with less risk of breakage.

Для создания реакции реактивной силы, приложенной к концевой части лопасти 4 вверх от ее плоскости вращения, система автоматического управления поворачивает нижнюю отклоняющую створку 22 и часть горячих газов будет истекать вниз от плоскости вращения лопасти 4. При этом создается реакция, приложенная к концевой части лопасти 4 и направленная вверх от плоскости ее вращения. To create a reaction of a reactive force applied to the end part of the blade 4 upward from its plane of rotation, the automatic control system rotates the lower deflecting wing 22 and some of the hot gases will flow down from the plane of rotation of the blade 4. This creates a reaction applied to the end part of the blade 4 and directed upward from the plane of its rotation.

Для создания реакции реактивной силы, приложенной к концевой части лопасти 4 вниз от ее плоскости вращения, система автоматического управления поворачивает верхнюю отклоняющую створку 21 и часть горячих газов будет истекать вверх от плоскости вращения лопасти 4. При этом создается реакция, приложенная к концевой части лопасти 4 и направленная вниз от плоскости ее вращения. Таким образом изменяется скорость и амплитуда маховых движений лопасти 4. А это в свою очередь влияет на величину нагрузок, действующих на лопасть 4. To create a reaction of a reactive force applied to the end part of the blade 4 down from its plane of rotation, the automatic control system rotates the upper deflecting leaf 21 and part of the hot gases will flow upward from the plane of rotation of the blade 4. This creates a reaction applied to the end part of the blade 4 and directed downward from the plane of its rotation. Thus, the speed and amplitude of the swing movements of the blade 4 are changed. And this, in turn, affects the magnitude of the loads acting on the blade 4.

Комплексное управление положением отклоняющих створок 20, 22 и 24 и количества горячих газов, истекающих через заднее сопло 10 и осевое сопло 11, позволяет в любом азимутальном положении лопасти 4 создавать усилие (например, для гашения тряски лопастей), приложенное к ее концевой части требуемой величины и направления. Integrated control of the position of the deflecting flaps 20, 22 and 24 and the amount of hot gases flowing out through the rear nozzle 10 and the axial nozzle 11, allows in any azimuthal position of the blade 4 to create a force (for example, to extinguish the shaking of the blades), applied to its end part of the required size and directions.

Список литературы:
1. Аэродинамическая компоновка и характеристики летательных аппаратов. - М. Машиностроение, 1991. - 256 с., ил.List of references:
1. Aerodynamic layout and characteristics of aircraft. - M. Mechanical Engineering, 1991. - 256 p., Ill.

2. Бауэрс П. Летательные аппараты нетрадиционных схем. - М.: Мир, 1991. - 320 с., ил. 2. Bowers P. Aircraft unconventional schemes. - M.: Mir, 1991 .-- 320 p., Ill.

3. Изобретение по заявке ФРГ N 1456071, 1968, В 64 С 27/18. 3. The invention according to the application of Germany N 1456071, 1968, 64 C 27/18.

Claims

1. A combined rotor blade of an aircraft, comprising a leading edge of a blade and a trailing edge of a blade, an air intake at a specified leading edge of an end portion of a blade and a rear outlet nozzle at a specified rear edge of an end portion of a blade, for connecting to an aircraft engine, characterized in that that it is equipped with an axial nozzle located at the end of the blade and directed along the axis of the blade, a channel for connecting the jet engine with an air intake, a channel for soy Inonii jet engine to said rear output nozzle and with said axial nozzle and a gas distribution device located between said channels, intended to be connected to said jet engine, which is arranged on the rotation axis of the screw.

2. The combined rotor blade of an aircraft according to claim 1, characterized in that the axial nozzle is provided with a rotary shutter designed to change the direction of the outflow of gases relative to the longitudinal axis of the blade.

3. The method of flight of an aircraft having a rotor with a combined blade, including vertical take-off and landing, by applying a torque to the rotor, characterized in that said vertical take-off and landing is carried out using the combined rotor blade according to claim 1, and horizontal flight is carried out both before and after braking until the rotor stops completely when gases flow from the said rear output nozzle perpendicular to the longitudinal axis of the blade and / or gas s from a nozzle located along the longitudinal axis of the blade depending on the direction of flight and / or the desired direction of the thrust vector.