RU2310583C2

RU2310583C2 - Amphibious convertible helicopter

Info

Publication number: RU2310583C2
Application number: RU2005135517/11A
Authority: RU
Inventors: Д.С. Дуров (RU); Д.С. Дуров
Original assignee: Д.С. Дуров
Priority date: 2005-11-15
Filing date: 2005-11-15
Publication date: 2007-11-20
Also published as: RU2005135517A

Abstract

FIELD: city-based special-purpose transport systems.

SUBSTANCE: proposed amphibious convertible helicopter has high-wing monoplane at low aspect ratio of wing; mounted on outer wing panels are two swivel annular channels equipped with turning units and propellers for forming vertical and horizontal thrust at respective deviation; they are also provided with propeller gearboxes which are connected with primary gearbox by means of connecting shafts; primary gearbox is driven by power plant consisting of two engines mounted in nacelles on both sides from fuselage axis; they are provided with synchronizing shaft and jet vanes of longitudinal and directional control; they are mounted at the ends of tail boom; provision is also made for tail unit and three-leg landing gear retracted into nose compartment and pressurized compartments. Proposed amphibious convertible helicopter may be converted in the helicopter modes into single- and three-rotor tier configuration (2+1) and vice versa or into monoplane or biplane configuration in the aircraft modes. Primary gearbox is equipped with vertical shaft having two-blade central main rotor whose blades have tips forming S-shaped section in plan. One blade is made for change of angle of incidence for turn-over of blade in vertical plane at the moment when it is located along longitudinal axis of fuselage in tail section for converting the two-blade main rotor into wing having the tips imparting it the shape of clamp in plan and vice versa. Vertical shaft is provided with additional drive for fixed turn in horizontal plane and for setting the wing perpendicularly to longitudinal axis of fuselage relative to its trailing edge.

EFFECT: enhanced aerodynamic efficiency in all modes of flight; improved takeoff and landing characteristics both in helicopter and aircraft modes.

3 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции конвертопланов - преобразуемых винтокрылых самолетов вертикального взлета и посадки с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов, самолетов, винтокрылов и крылатых автожиров, базирующихся как на суше, так и на воде.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of convertiplanes - convertible rotorcraft of vertical take-off and landing with rotary propellers, combining the features of helicopters, airplanes, rotorcraft and winged gyroplanes, based both on land and on water.

Известен конвертоплан мод. «Хиллер 1045» (США) [1, стр.173], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и поворотными его консолями с тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тяги соответствующим их отклонением от горизонтального положения, силовую установку, включающую два двигателя с редукторами, расположенных в гондолах на консолях под крылом, трансмиссию с системой валов и хвостовое оперение с рулевыми соосными винтами продольного управления на вертолетных режимах полета.Known convertiplane mod. "Hiller 1045" (USA) [1, p. 173], containing a monoplane with a high wing and its rotary consoles with pulling screws, creating horizontal and vertical thrusts corresponding to their deviation from the horizontal position, a power plant including two motors with gearboxes located in gondolas on consoles under the wing, a transmission with a system of shafts and a tail unit with coaxial steering screws for longitudinal control in helicopter flight modes.

Признаки, совпадающие: наличие поворотных элементов крыла с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением совместно с консолью крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, два главных и один рулевой винты.Signs that coincide: the presence of rotary elements of the wing with pulling screws that convert horizontal thrust to vertical by their corresponding deviation together with the wing console upward from a horizontal position by an angle of 90 °, the range of rotation of the wing is from 0 ° to + 100 °, the rotation of the screws is synchronized, the wing small elongation, two main and one tail rotor.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные элементы крыла с винтами с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что рулевые винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильность управления и ограничивает возможность базирования на воде без специальных поплавков.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever arrangement of the rotary elements of the wing with the engine, gearbox and screws determines a structurally complex straight wing, equipped with upper and lower skin panels and equipped with a complex system of rotation and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability . The second is that the rotary elements of the wing with screws, with an increase in its angle of attack during transient flight modes, create a risk of flow stall on the wing until the screws create the necessary lifting force, which reduces reliability and safety. The third one is that the tail rotors of the longitudinal control, made of three-blade with variable pitch, are installed in the rear of the fuselage and mounted on the tail folding beam. This complicates the design and determines the use of a special integrating control device, which during transitional flight modes, taking into account possible stall flow on the wing, does not provide sufficient control stability and limits the ability to base on water without special floats.

Известен комбинированный вертолет мод. S-72 фирмы «Сикорски» (США), выполненный по одновинтовой схеме с Х-образным несущим и рулевым винтами, низкорасположенным крылом, силовой установкой, включающей два газотурбинных двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на винты, обеспечивающие только вертолетные режимы полета и два турбовентиляторных двигателя, смонтированных в носовой части по обе стороны фюзеляжа и обеспечивающих только самолетные режимы полета, оперение с управляемым стабилизатором и трехстоечное колесное шасси убирающееся.Known combined helicopter mod. S-72 of Sikorsky company (USA), made according to a single-rotor scheme with an X-shaped main and tail rotors, a low wing, a power plant, including two gas turbine engines that transmit torque through the main gearbox and the transmission connecting shaft system to the screws, which provide only helicopter flight modes and two turbofan engines mounted in the bow on both sides of the fuselage and providing only airplane flight modes, plumage with a controlled stabilizer and a three-post track Noah retractable landing gear.

Признаки, совпадающие: наличие главного редуктора и соединительных валов трансмиссии, передающих мощность Х-образному несущему и рулевому винтам, создающим вертикальную тягу, а соответствующие два турбовентиляторных двигателя обеспечивают горизонтальную тягу при крейсерском полете, вращение несущего и рулевого винтов - синхронизирующее, избыточная тяговооруженность силовой установки, создающая большой диапазон скоростей его полета 325...480 км/ч и обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем газотурбинном двигателе, трехстоечное колесное шасси убирающееся.Signs that coincide: the presence of the main gearbox and transmission connecting shafts transmitting power to the X-shaped main and tail rotors creating vertical thrust, and the corresponding two turbofan engines provide horizontal thrust during cruise flight, the rotation of the main and tail rotors - synchronizing, excessive thrust-weight ratio of the power plant creating a large range of speeds of its flight 325 ... 480 km / h and ensuring the continuation of the flight and on one working gas turbine engine, three hundred Retractable wheeled chassis.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что силовая установка включает разнотипные двигатели, что усложняет конструкцию и снижает надежность крейсерского полета при отказе одного из двух турбовентиляторных двигателей; вторая - при вертикальном взлете поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную потерю в вертикальной его тяге, затормаживается, и большие скорости потока, отбрасываемого от соответствующих консолей крыла, предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность; третья - невозможно и его базирование на воде, так как низкорасположенное крыло и два турбовентиляторных двигателя, смонтированных в носовой части по обе стороны фюзеляжа, имеют с винтами значительный наружный диаметр, что предопределяет непосредственную близость к поверхности и не обеспечивает их защиту от попадания брызг воды.Reasons that impede the task: the first is that the power plant includes engines of different types, which complicates the design and reduces the reliability of cruising flight in case of failure of one of the two turbofan engines; the second - during vertical take-off, the flow from the main rotor, blowing around the wing consoles and creating a significant loss in its vertical thrust, is inhibited, and the high speeds of the flow discarded from the corresponding wing consoles determine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the thrust screw and create an uncontrollable fall situation, which reduces control stability and safety; the third is impossible and its based on water, since the low-lying wing and two turbofan engines mounted in the bow on both sides of the fuselage have a significant outer diameter with the screws, which determines their direct proximity to the surface and does not protect them from water splashes.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конвертоплан мод. «Доук VZ-4DA» (США) [1, стр.95], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленных в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженных синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт-отсеки.Closest to the proposed invention is a convertiplane mod. “Dock VZ-4DA” (USA) [1, p. 95], containing a monoplane with a high wing of small elongation, on the consoles of which are mounted two rotary annular channels equipped with rotation units and screws, creating a vertical and corresponding deviation horizontal draft, and equipped with in their center on horizontal stiffeners with screw reducers that are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by a power unit including two engines installed in nacelles on both sides of the longitudinal axis of the fuser yazha and provided with a synchronizing shaft and the gas rudders longitudinal control track and mounted at the end of the tail boom, and the tailplane tricycle landing gear, retractable bow compartment and sealed onboard compartments.

Признаки, совпадающие: наличие на консолях крыла двух поворотных кольцевых каналов, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°, снабженных тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу соответствующим их отклонением от горизонтального положения на угол 90°, и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленных в гондолах на верхней части крыла и снабженных газовыми рулями путевого и продольного управления, хвостовое оперение и трехопорное шасси с носовой и главными опорами.Signs that coincide: the presence on the wing consoles of two rotary annular channels having a rotation range from -5 ° to + 95 °, equipped with pulling screws that create horizontal and vertical traction corresponding to their deviation from the horizontal position by an angle of 90 °, and equipped in their center on stiffeners with screw reducers. The latter are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by the power unit, which includes two engines installed in nacelles on the upper part of the wing and equipped with gas rudders for directional and longitudinal control, tail unit and three-leg chassis with bow and main bearings.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что минимизированы габаритные размеры поворотных кольцевых каналов и, как следствие, винты выполнены небольшого диаметра и многолопастными с большой их круткой, которые при создании ими вертикальной тяги образуют малую сметаемую площадь и вызывают значительную нагрузку на нее и, соответственно, большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, затрудняющего его длительное использование на вертолетных режимах висения при поисково-спасательных операциях; вторая - это то, что винты, смонтированные на концах высокорасположенного крыла в поворотных кольцевых каналах, имеют удаленное расположение их линий горизонтальной тяги от продольной оси фюзеляжа, что увеличивает индуктивное сопротивление системы винт-крыло, снижает аэродинамическое качество и осложняет управление как на самолетных, так и на переходных режимах полета; третья - это то, что силовая установка дополнительно снабжена газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными на удлинительной сопловой трубке двигателя в конце хвостовой балки. Все это и предопределяет в совокупности ограничение возможности его базирования на воде без поплавков.Reasons that impede the task: the first is that the overall dimensions of the rotary annular channels are minimized and, as a result, the screws are made of small diameter and multi-blade with a large twist, which, when they create vertical traction, form a small swept area and cause a significant load on it and, accordingly, the high speed of the discarded air flow from the surface, which complicates its prolonged use in helicopter hovering modes during search and rescue operations; the second is that the screws mounted on the ends of the high wing in the rotary annular channels have a remote arrangement of their horizontal traction lines from the longitudinal axis of the fuselage, which increases the inductance of the screw-wing system, reduces aerodynamic quality and complicates control on aircraft as well and in transitional flight modes; the third one is that the power plant is additionally equipped with gas rudders of track and longitudinal control mounted on an extension nozzle tube of the engine at the end of the tail boom. All this predetermines the aggregate limitation of the possibility of its base on water without floats.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном конвертоплане оснащения главного редуктора дополнительным вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом-крылом, имеющим S-образную форму в плане, и уменьшения нагрузки на сметаемую площадь, обеспечения возможности исключения срыва потока на крыле с увеличением его угла атаки и изменения схемы планера с моно- на бинлановую и обратно, повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и улучшения взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета, упрощения продольного управления на переходных режимах полета и обеспечения возможности базирования как на суше, так и на воде.The present invention solves the problem in the aforementioned known tiltrotor of equipping the main gearbox with an additional vertical shaft with a two-bladed central rotor-wing, having an S-shape in plan, and reducing the load on the swept area, making it possible to eliminate flow stall on the wing with an increase in its angle of attack and changes to the airframe from mono-bin-to-reverse and back, increasing aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and improving take-off and landing performance on aircraft flight modes, simplifying the longitudinal control in transient conditions and flight permit based both on land and on water.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного конвертоплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен возможностью преобразования на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в бинлановую схему и обратно, при этом главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S-образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно, вертикальный вал оснащен дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно его задней кромки.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned known tiltrotor, the closest to it, are the fact that it is equipped with the possibility of conversion in helicopter flight modes from one to three-screw 2 + 1 tier scheme and vice versa or in airplane flight modes from mono to bin-wing scheme and vice versa, while the main gearbox is equipped with a vertical shaft with a two-bladed central rotor, the blades of which have tips that form it in an S-shape in plan, with one of its blades it is equipped with the ability to change the installation angle, allowing the blade to flip in the vertical plane at the moment of its location along the longitudinal axis of the fuselage in the rear part, for converting a two-bladed main rotor into a wing that has tips that give it a planar shape in the form of a bracket, and vice versa, a vertical shaft equipped with an additional drive that provides a fixed rotation in the horizontal plane and the installation of the wing perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage relative to its trailing edge.

Благодаря наличию этих признаков на вертолетных режимах полета тянущие винты в поворотных кольцевых каналах имеют взаимно противоположное вращение с несущим винтом, что повышает эффективность винтовой группы и уменьшает реактивный момент. Кроме этого, на переходных режимах полета исключается возможность срыва потока с нижнего крыла с увеличением его угла атаки за счет увеличения скорости его обдува. Это позволяет улучшить стабильность и характеристики управления, а также повысить безопасность полетов вертолета-самолета-амфибии, главный редуктор которого оснащен вертикальным валом с двухлопастным несущим винтом, лопасти которого имеют дугообразную переднюю кромку и стреловидные законцовки, отогнутые в противоположную сторону вращения винта, формирующие его в S-образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, что обеспечивает переворот ее в вертикальной плоскости и обратно. Минимальный угол поворота лопасти несущего винта в вертикальной плоскости при преобразовании ее в верхнее крыло биплановой схемы определяется из соотношенияDue to the presence of these features in helicopter flight modes, the pulling screws in the rotary annular channels have a mutually opposite rotation with the rotor, which increases the efficiency of the screw group and reduces the reactive moment. In addition, in transitional flight modes, the possibility of disruption of the flow from the lower wing with an increase in its angle of attack due to an increase in the speed of its blowing is excluded. This allows to improve stability and control characteristics, as well as to increase the flight safety of an amphibious helicopter, the main gearbox of which is equipped with a vertical shaft with a two-bladed main rotor, the blades of which have an arcuate leading edge and arrow-shaped tips, bent in the opposite direction of rotation of the rotor, forming it in S-shaped in plan, while one of its blades is equipped with the ability to change the installation angle, which ensures its inversion in the vertical plane and vice versa. The minimum angle of rotation of the rotor blade in a vertical plane when converting it into the upper wing of a biplane circuit is determined from the relation

Δφ=(180°-φ₁-φ₂), град,Δφ = (180 ° -φ ₁ -φ ₂ ), deg,

где φ₁- максимальный угол установки лопасти несущего винта;where φ ₁ is the maximum angle of installation of the rotor blade;

φ₂ - максимальный угол установки верхнего крыла биплановой схемы.φ ₂ - the maximum installation angle of the upper wing of the biplane scheme.

Предлагаемое изобретение вертолета-самолета-амфибии (ВСА) и вариативность его использования иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1-3.The proposed invention, a helicopter-amphibious aircraft (ICA) and the variability of its use is illustrated by the General views presented in figure 1-3.

На фиг.1 изображен ВСА на самолетных режимах полета, общий вид спереди и сверху, с расположением винтов в поворотных кольцевых каналах и преобразованного двухлопастного несущего винта в верхнее крыло высокорасположенной схемы биплана.Figure 1 shows the ICA in airplane flight modes, a General view of the front and top, with the location of the screws in the rotary annular channels and the converted two-bladed main rotor in the upper wing of a highly located biplane.

На фиг.2 изображен ВСА на вертолетных режимах полета, общий вид сбоку и сверху, с трехвинтовой ярусной схемой 2+1 и расположением винтов, соответственно нижних, на консолях крыла в поворотных кольцевых каналах и над ними несущего винта.Figure 2 shows the ICA in helicopter flight modes, a General view from the side and from the top, with a three-screw tier 2 + 1 scheme and the location of the screws, respectively, lower, on the wing consoles in the rotary annular channels and above them the rotor.

На фиг.3 изображен ВСА, общий вид сбоку, с расположением винтов в поворотных кольцевых каналах и несущего винта для различных вариантов его использования, соответственно: а) самолет с высокорасположенной схемой биплана; б) вертолет трехвинтовой ярусной схемы 2+1; в) винтокрыл с коротким взлетом и посадкой; г) крылатый автожир.Figure 3 shows the ICA, a General side view, with the location of the screws in the rotary annular channels and the main rotor for various uses, respectively: a) an airplane with a highly arranged biplane; b) a helicopter of a three-screw longline scheme 2 + 1; c) rotorcraft with short take-off and landing; d) winged gyroplane.

Вертолет-самолет-амфибия, представленный на фиг.1-3, содержит фюзеляж 1, нижняя часть которого для обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки. Для повышения поперечной остойчивости имеются мощные стабилизирующие герметичные борт-отсеки 2. Хвостовая балка 3 плавно образована на уровне высокорасположенного крыла 4 небольшого удлинения и наивыгоднейшего профиля, обеспечивающего необходимый и достаточный прирост подъемной силы только на переходных и самолетных режимах полета. По бокам и в кормовой части фюзеляжа 1 расположены соответственно две сдвижные двери 5 и задняя дверь 6, одна секция которой открывается вверх для спасения на плаву, а другая - вниз, образуя погрузочную рампу на земле. На консолях 7, имеющих рулевые поверхности 8 и 9, работающие соответственно в режиме закрылок и элеронов крыла 4, смонтированы тянущие винты 10 в поворотных кольцевых каналах 11, снабженных с одной стороны узлами поворота 12 (приводными), горизонтальная ось поворота которых размещена в плоскости консолей 7 и перпендикулярно продольной оси фюзеляжа 1. Воздушные винты 10, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены трехлопастными, лопасти трапециевидной формы в плане, стеклопластиковые, со стальными лонжеронами, установлены в обтекателях на горизонтальных ребрах жесткости их кольцевых каналов. В обтекателе, имеющем спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки лопастей, установлен редуктор винта. Поворот кольцевых каналов 11 осуществляется с помощью гидромеханических приводов (на фиг.1-3 не показаны). Двухкилевое оперение 13, оснащенное рулями направления 14, снабжено горизонтальным стабилизатором 15 с рулями высоты 16.The helicopter-amphibious aircraft, shown in figures 1-3, contains the fuselage 1, the lower part of which to ensure buoyancy is made in the form of a sealed boat. To increase lateral stability, there are powerful stabilizing airtight side compartments 2. The tail boom 3 is smoothly formed at the level of the high wing 4 of small elongation and the most advantageous profile, providing the necessary and sufficient increase in lifting force only in transitional and airplane flight modes. Two sliding doors 5 and a rear door 6, respectively, are located on the sides and in the aft of the fuselage 1, one section of which opens up to save afloat, and the other down, forming a loading ramp on the ground. On the consoles 7 having steering surfaces 8 and 9, respectively operating in the flaps and ailerons of the wing 4, the pulling screws 10 are mounted in the rotary annular channels 11, equipped on one side with rotation units 12 (drive), the horizontal axis of rotation of which is located in the plane of the consoles 7 and perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage 1. The propellers 10, with the ability to change the speed of rotation, are made of three-bladed, trapezoidal blades in plan, fiberglass, with steel spars, are installed in the casing Atelier horizontal stiffeners of ring channels. In the fairing, which has a front coke with a wide range of variation in the angles of installation of the blades, a screw gear is installed. The rotation of the annular channels 11 is carried out using hydromechanical drives (not shown in Fig.1-3). Two-tail plumage 13, equipped with rudders 14, is equipped with a horizontal stabilizer 15 with elevators 16.

Силовая установка включает два двигателя 17 (например, газотурбинных, выполненные с передним выводом вала), расположенных в обтекаемых гондолах 18 по обе стороны от продольной оси фюзеляжа 1, выступающих за обводы и за заднюю кромку крыла 4. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от несущего винта на режиме висения лопасти А и Б несущего двухлопастного винта 19, смонтированного на пилоне 20 над фюзеляжем 1, имеют законцовки, отогнутые в противоположную сторону вращения винта, формирующие его в S-образную форму в плане (см. фиг.2). Передача крутящего момента от двигателей 17 к редукторам винтов 10, смонтированным в центре поворотных кольцевых каналов 11 на их горизонтальных ребрах жесткости, осуществляется от главного редуктора (на фиг.1-3 не показано) посредством системы соединительных валов и синхронизирующего вала. Последний с муфтой сцепления (на фиг.1-3 не показано) связывает двигатели между собой и обеспечивает привод всех трех винтов, включая несущий винт 19, при отказе одного из двух двигателей.The power plant includes two engines 17 (for example, gas turbines made with a front output of the shaft) located in streamlined nacelles 18 on both sides of the longitudinal axis of the fuselage 1, protruding beyond the contours and behind the trailing edge of the wing 4. To improve takeoff and landing performance and reduce vibrations from the rotor in the hanging mode of the blades A and B of the rotor of the two-bladed rotor 19 mounted on the pylon 20 above the fuselage 1 have tips, bent in the opposite direction of rotation of the rotor, forming it in an S-shaped shape in not (see figure 2). The transmission of torque from the motors 17 to the screw gearboxes 10 mounted in the center of the rotary annular channels 11 on their horizontal stiffening ribs is carried out from the main gearbox (not shown in Figs. 1-3) by means of a system of connecting shafts and a synchronizing shaft. The latter with a clutch (not shown in FIGS. 1-3) connects the engines to each other and provides the drive for all three screws, including the main rotor 19, in case of failure of one of the two engines.

Избыточная тяговооруженность двигателей, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении поворотных кольцевых каналов 11 и несущего винта 19 во время переходного режима, создает возможность осуществления полета или аварийной посадки, тем самым повышая безопасность полетов. При этом посредством вертикального вала главного редуктора передается крутящий момент и на несущий винт 19, имеющий симметричный профиль лопастей. Кроме этого, одна из его лопастей, например при вращении несущего винта 19 против часовой стрелки это будет лопасть А (см. фиг.2), снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот ее в вертикальной плоскости и обратно для преобразования двухлопастного несущего винта 19 в верхнее крыло 21 высокорасположенной схемы биплана, имеющее законцовки 22, придающие форму в плане этому крылу в виде скобы (см. фиг.1). Для чего вертикальный вал дополнительно снабжен муфтой свободного хода, отключающей его от главного привода, и дополнительным приводом, обеспечивающим через муфту сцепления фиксированный поворот в горизонтальной плоскости верхнего крыла 21. При этом для упрощения переустановки лопасти А несущий винт 19 останавливается вдоль продольной оси фюзеляжа 1 таким образом, что эта лопасть располагается в хвостовой части ВСА. После переворота лопасти А в вертикальной плоскости на угол Δφ=(180°-φ1-φ2), град. и отклонения на требуемый угол установки (φ₂) консолей верхнего крыла 21 оно поворачивается в горизонтальной плоскости на угол 90° при виде сверху, по часовой стрелке и устанавливается перпендикулярно продольной оси фюзеляжа 1 относительно его задней кромки (см. фиг.1).The excessive thrust-to-weight ratio of the engines, which ensures continued flight with one engine running and any intermediate position of the rotary annular channels 11 and the rotor 19 during the transition mode, creates the possibility of a flight or emergency landing, thereby increasing flight safety. In this case, through the vertical shaft of the main gearbox, torque is also transmitted to the rotor 19 having a symmetrical profile of the blades. In addition, one of its blades, for example, when the rotor 19 rotates counterclockwise, it will be A blade (see figure 2), is equipped with the ability to change the installation angle, allowing it to be flipped in the vertical plane and vice versa to convert the two-bladed rotor 19 into the upper wing 21 of the upstream biplane diagram, having the tip 22, giving shape in plan to this wing in the form of a bracket (see figure 1). For this, the vertical shaft is additionally equipped with a freewheel that disconnects it from the main drive and an additional drive that provides a fixed rotation through the clutch in the horizontal plane of the upper wing 21. Moreover, to simplify the reinstallation of the blade A, the main rotor 19 stops along the longitudinal axis of the fuselage 1 so so that this blade is located in the tail of the ICA. After the overturn of the blade A in the vertical plane by the angle Δφ = (180 ° -φ1-φ2), deg. and deviations to the required installation angle (φ ₂ ) of the upper wing consoles 21, it rotates in a horizontal plane at an angle of 90 ° when viewed from above, clockwise and is installed perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage 1 relative to its trailing edge (see figure 1).

Несущий винт 19, снабженный системами торможения и фиксированного поворота для палубного базирования ВСА, имеет лопасти, выполненные из композиционных материалов, и лонжероны, изготовленные из титанового сплава. При вертикальном взлете, висении и посадке ВСА несущий винт 19 имеет взаимно противоположное вращение с тянущими винтами 10 в поворотных кольцевых каналах 11. Это позволяет значительно повысить эффективность винтовой группы и частично исключить реактивный момент. Парирование последнего осуществляется рулями направления 14 и с помощью управляемых лопаток струйного руля 23 путевого управления, работающих в горизонтальной плоскости. Шасси - убирающееся, трехопорное. Главные боковые опоры с колесами 24 убираются в герметичные борт-отсеки 2, а носовая опора с колесом 24 убирается в носовой отсек фюзеляжа 1.The main rotor 19, equipped with braking and fixed rotation systems for deck-based ICA, has blades made of composite materials and spars made of titanium alloy. With vertical take-off, hovering and landing of the ICA, the rotor 19 has a mutually opposite rotation with the pulling screws 10 in the rotary annular channels 11. This can significantly increase the efficiency of the screw group and partially eliminate the reaction time. Parry of the latter is carried out by rudders 14 and using guided blades of the jet rudder 23 track control, working in a horizontal plane. Chassis - retractable, tricycle. The main side supports with wheels 24 are retracted into airtight compartments 2, and the nose support with wheel 24 is retracted into the nose compartment of the fuselage 1.

Управление ВСА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага тянущих винтов 10 и несущего винта 19 и отклонением рулевых поверхностей 8, 9, 14 и 16, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При этом на самолетных режимах полета подъемная сила создается крыльями 4 и 21 и винтами 10 (см. фиг.3а, вид сбоку ВСА при его полете как самолета с высокорасположенной схемой биплана) на режиме вертикального взлета, посадки и висения только винтами 10 и 19 (см. фиг.3б, вид сбоку ВСА при его полете как вертолета трехвинтовой ярусной схемы 2+1), на режиме перехода крылом 4 и винтами 10 и 19. Кроме этого, полет ВСА с коротким взлетом и посадкой при его максимальном взлетном весе может осуществляться как у комбинированного вертолета, т.е. винтокрыла. В этом случае его кольцевые каналы 11 поворачиваются на угол 30°, а несущий винт 19 создает подъемную силу наравне с подъемной силой, обеспечиваемой крылом 4. При этом мощность силовой установки ВСА полностью расходуется для привода двух тянущих и одного несущего винтов. Это позволяет значительно увеличить полезную нагрузку и скорость крейсерского его полета, так как при высоких скоростях полета комбинация крыла 4 и тянущих винтов 10 гораздо выгоднее для создания подъемной силы и горизонтальной тяги, чем одним несущим винтом 19. Образуемый при этом реактивный момент от несущего винта 19 парируется струйными рулями 23, работающими в горизонтальной плоскости (см. фиг.3в, вид сбоку ВСА при его полете как винтокрыла с коротким взлетом и посадкой). После набора высоты горизонтальный ВСА при максимальной полезной нагрузке может осуществляться так же, как у крылатого автожира. В этом случае винты 10 устанавливаются горизонтально, а несущий винт 19 отключается от привода двигателей, и он начинает авторотировать, создавая только подъемную силу наравне с подъемной силой, обеспечиваемой крылом 4 (см. фиг.3г, вид сбоку ВСА при его полете как крылатого автожира).The control of the ICA is ensured by the general and differential change in the pitch of the pulling screws 10 and the rotor 19 and the deviation of the steering surfaces 8, 9, 14 and 16 working in the area of active blowing of these screws. At the same time, in airplane flight modes, the lifting force is created by wings 4 and 21 and screws 10 (see figa, side view of the ICA when flying as an airplane with a highly located biplane) in the vertical take-off, landing and hover mode only with screws 10 and 19 ( see fig.3b, a side view of the ICA during its flight as a helicopter with a three-screw longline scheme 2 + 1), in the transition mode with wing 4 and screws 10 and 19. In addition, the flight of the ICA with short take-off and landing at its maximum take-off weight can be carried out like a combined helicopter, i.e. rotorcraft. In this case, its annular channels 11 rotate through an angle of 30 °, and the main rotor 19 creates a lifting force along with the lifting force provided by the wing 4. In this case, the power of the ICA power plant is completely consumed to drive two pulling and one main rotors. This allows you to significantly increase the payload and speed of its cruising flight, since at high flight speeds the combination of wing 4 and pulling screws 10 is much more profitable for creating lifting force and horizontal thrust than one main rotor 19. The resulting torque from the main rotor 19 parry jet rudders 23, working in the horizontal plane (see figv, side view of the ICA during its flight as a rotorcraft with a short take-off and landing). After climbing, the horizontal ICA at maximum payload can be carried out in the same way as a winged gyroplane. In this case, the screws 10 are installed horizontally, and the main rotor 19 is disconnected from the engine drive, and it starts to autorotate, creating only lifting force along with the lifting force provided by wing 4 (see Fig. 3d, side view of the ICA during its flight as a winged gyroplane )

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление осуществляется струйными рулями 23 продольного управления, работающими в вертикальной плоскости, а для улучшения продольной устойчивости ВСА увеличение угла поворота его кольцевых каналов 11 может при необходимости сопровождаться одновременным отклонением рулевых поверхностей 16. При этом образуемый реактивный момент парируется струйными рулями 23 путевого управления, работающими в горизонтальной плоскости. С приближением к поверхности земли или воды и при полете вблизи них на вертолетных режимах полета трехлопастные винты 10 в кольцевых каналах 11 и несущий двухлопастной винт 19 образуют под ВСА область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их кпд. Для соответствующей посадки на поверхность земли или воды используются соответственно колеса 24 и 25 убирающегося шасси или герметичные фюзеляж-лодка и борт-отсеки 2 поперечной остойчивости.With vertical take-off, landing and hovering, the longitudinal control is carried out by the longitudinal control jet wheels 23 operating in the vertical plane, and to improve the longitudinal stability of the ICA, an increase in the angle of rotation of its annular channels 11 may, if necessary, be accompanied by a simultaneous deviation of the steering surfaces 16. In this case, the generated reactive moment is parried 23 rudder jet rudders operating in a horizontal plane. When approaching the surface of the earth or water and when flying near them in helicopter flight modes, the three-bladed propellers 10 in the annular channels 11 and the main two-bladed propeller 19 form an area of compressed air under the ICA, creating the effect of an air cushion and thereby increasing their efficiency. For appropriate landing on the surface of the earth or water, respectively, the wheels 24 and 25 of the retractable landing gear or the sealed fuselage-boat and the side compartments 2 of lateral stability are used.

Таким образом, ВСА, имеющий компоновочную схему вертолетоподобного самолета, снабжен возможностью преобразовываться на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно. Это повышает универсальность ВСА и обеспечивает его использование с высокими амфибийными качествами, значительными мореходными возможностями как вертолета и самолета, так винтокрыла и автожира, имеющего высокую аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов, широкие взлетно-посадочные характеристики и низкий удельный расход топлива, а также незначительную нагрузку на ометаемую площадь. Последнее при базировании на воде исключает риск образования большой скорости отбрасываемого водно-воздушного потока от поверхности воды и попадания на винты и в двигатели, что повышает надежность. Значительная тяговооруженность, создаваемая силовой установкой, и ярусное расположение винтов по схеме 2+1 соответственно нижних на консолях крыла в поворотных кольцевых каналах и верхнего несущего винта на пилоне позволяют среди конвертопланов такого класса повысить эффективность винто-моторной группы и уменьшить возможность срыва потока с нижнего крыла за счет увеличения скорости его обдува. Это позволяет улучшить характеристики на переходных режимах полета и повысить безопасность, а также обеспечить базирование ВСА как на суше, так и на воде.Thus, the ICA, which has a helicopter-like airplane layout, is equipped with the ability to convert in helicopter flight modes from a single to three-screw 2 + 1 tier scheme and vice versa or in airplane flight modes from a mono to a biplane scheme and vice versa. This increases the versatility of the ICA and ensures its use with high amphibious qualities, significant seaworthiness of both a helicopter and an airplane, as well as a rotorcraft and gyroplane, which has high aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, wide take-off and landing characteristics and low specific fuel consumption, as well as low load on swept area. The latter, when based on water, eliminates the risk of the formation of a high velocity of the discharged air-water flow from the surface of the water and hit on the screws and motors, which increases reliability. The significant thrust-weight ratio created by the power plant, and the tiered arrangement of the propellers according to the 2 + 1 scheme, respectively, of the lower on the wing consoles in the rotary annular channels and the upper rotor on the pylon among the convertiplanes of this class increase the efficiency of the propeller-motor group and reduce the possibility of stalling the flow from the lower wing by increasing the speed of its blowing. This allows you to improve performance in transient flight modes and to increase safety, as well as to ensure that the ICA is based both on land and on water.

Многофункциональность ВСА, обеспечивающаяся высокой эффективностью как у вертолетов, имеющих совмещенную ярусную одно- и двухвинтовую поперечную схему, широкий диапазон скоростей как у самолетов, имеющих моно- и биплановую схему, предопределяет решающее значение в создании вертолетоподобных самолетов для нужд транспортной морской и гражданской авиации. При этом ВСА в отличие от вертолета может иметь четыре специфичных режима полета: самолетный, вертолетный, винтокрылый и автожирный. Последний наступает, когда несущий винт отключается от привода двигателей и начинает вращаться от набегающего воздуха (авторотировать), создавая только подъемную силу. На этом режиме основную долю создания подъемной силы берет на себя крыло, которое является неотъемлемой и основной частью ВСА. Другими словами, происходят разгрузка и изменение условий работы несущего винта. В результате, при одинаковой скорости полета ВСА потребляет меньшую мощность, чем вертолет. И, кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях несущего винта у ВСА отодвигается на более высокие скорости полета. Одновременно на автожирном режиме полета экономится топливо. Все это дает возможность получить на ВСА крейсерские скорости на автожирном режиме полета до 360 км/ч, а на самолетном - 510 км/ч, что значительно больше скорости и продолжительности полета, чем на вертолете и даже на винтокрыле. Другими словами, появляется возможность использовать меньшую мощность силовой установки, снизить удельный расход топлива, а значит увеличить продолжительность и дальность полета и, как следствие, повысить экономическую эффективность. Это позволит обеспечить выполнение длительного поисково-спасательного полета, доставку в район аварии спасательных партий и оказание помощи; спасение с морских судов и эвакуация населения при стихийных бедствиях в прибрежных регионах становятся также реально выполнимыми.The versatility of the ICA, which is ensured by high efficiency as in helicopters having a combined tiered single- and twin-screw transverse scheme, a wide speed range as in planes having a mono- and biplane scheme, determines the decisive importance in the creation of helicopter-like aircraft for the needs of naval and civil aviation. At the same time, unlike a helicopter, the ICA can have four specific flight modes: airplane, helicopter, rotorcraft and gyroplane. The latter occurs when the main rotor is disconnected from the engine drive and begins to rotate from incoming air (autorotate), creating only lifting force. In this mode, the main share of the creation of the lifting force is taken over by the wing, which is an integral and main part of the ICA. In other words, unloading and changing operating conditions of the rotor occur. As a result, at the same flight speed, the ICA consumes less power than a helicopter. And, in addition, during autorotation, flow stall on the rotor blades of the ICA is moved to higher flight speeds. At the same time in autogyro mode flight saves fuel. All this makes it possible to obtain cruising speeds at the ICA in autogyro flight mode up to 360 km / h, and on the airplane - 510 km / h, which is significantly more than the speed and duration of the flight than in a helicopter and even on a rotary-wing aircraft. In other words, it becomes possible to use less power of the power plant, reduce specific fuel consumption, and thus increase the duration and range of the flight and, as a result, increase economic efficiency. This will ensure the implementation of a long search and rescue flight, delivery to the accident area of rescue parties and assistance; rescue from sea vessels and evacuation of the population during natural disasters in coastal regions are also becoming feasible.

В конечном итоге широкое использование ВСА позволит в полной мере осуществить создание специальной транспортной системы городского базирования для региональных воздушных грузопассажирских перевозок и возможности обеспечения транспортной связью большей части территории РФ, включая также приморские регионы и районы, насыщенные водоемами и островами, платформы для разведки и добычи полезных ископаемых. Кроме этого, позволит получить высокую ожидаемую коммерческую выгоду на основе их значительной рентабельности, достигаемой тем, что ВСА могут широко использовать для базирования, взлетов и посадок как любое неподготовленное пространство поверхности воды и суши, так и существующие аэродромы, вертолетные площадки и современные морские порты.Ultimately, the widespread use of the ICA will make it possible to fully implement the creation of a special urban-based transportation system for regional air cargo and passenger transportation and the possibility of providing transport links to most of the territory of the Russian Federation, including also coastal regions and areas saturated with water bodies and islands, platforms for exploration and production of useful fossils. In addition, it will provide a high expected commercial benefit on the basis of their significant profitability, achieved by the fact that the ICA can be widely used for basing, take-offs and landings as any unprepared space of the surface of water and land, as well as existing airfields, helipads and modern seaports.

ЛитератураLiterature

1. Американские самолеты вертикального взлета. Ружицкий Е.И., г.Москва. Астраль. ACT. 2000 г.1. American vertical take-off aircraft. Ruzhitsky E.I., Moscow. Astral. ACT. 2000 year

Claims

An amphibious helicopter containing a monoplane with a high wing of small elongation, on the consoles of which are mounted two rotary annular channels equipped with turning units and screws, creating a vertical and corresponding horizontal deflection, and equipped with screw reducers in their center on horizontal stiffeners, which connected by connecting shafts to the main gearbox driven by the power plant, including two engines installed in the nacelles on both sides of the longitudinal axis of the fuser the canopy and equipped with a synchronizing shaft and gas rudders of the directional and longitudinal control mounted at the end of the tail boom, the tail unit and the tricycle landing gear, retractable in the bow compartment and sealed side compartments, characterized in that it is equipped with the possibility of conversion in helicopter flight modes with single in a three-screw 2 + 1 tier scheme and vice versa or on airplane flight modes with a mono-to biplane scheme and vice versa, while the main gearbox is equipped with a vertical shaft with a two-blade central rotor, whose mouths have endings forming it in an S-shape in plan, while one of its blades is equipped with the ability to change the installation angle, allowing the blade to flip in the vertical plane at the time of its location along the longitudinal axis of the fuselage in the rear, to convert a two-bladed rotor in the wing, having the endings giving it the shape in the plan in the form of a bracket, and vice versa, the vertical shaft is equipped with an additional drive providing a fixed rotation in the horizontal plane and installation wings perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage relative to its trailing edge.