RU2351506C2

RU2351506C2 - Multipurpose hydroconvertipropeller plane

Info

Publication number: RU2351506C2
Application number: RU2007115253/11A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров (RU); Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2007-04-23
Filing date: 2007-04-23
Publication date: 2009-04-10
Also published as: RU2007115253A

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aviation and pertains to development of multipurpose hydroconvertipropeller plane. The propose plane wing spins accommodates two rotary propellers to create horizontal and vertical thrust with turning assemblies and reduction gears. The latter are linked up, via connection shafts, with the main reduction gear driven from the power plant two engines mounted in nacelles on both sides of the fuselage lengthwise axis and furnished with timing shaft. This propeller plane can get converted in helicopter modes from two-propeller lengthwise configuration in to four-propeller configuration combining crosswise and lengthwise configuration and vice versa. It can also, in aircraft conditions, change over from monoplane configuration in to lengthwise configuration of triplane and vice versa. Transmission incorporating two reduction gears with rotors and lengthwise system of the shafts represents X-figure in horizontal plane. Front and rear rotors, and L.H. and R.H cantilever propellers run in mutually opposite directions. Front and rear rotor reduction gears mounted on, rhombic in plane, cross-piece arranged zigzag-like along its smaller diagonal, the larger diagonal of the latter and along the fuselage lengthwise axis. Aforesaid cross-piece consists of two different-size levers representing V-like hollow load-bearing beams with spaced apart eyes hinged to the fuselage top part and allowing their mutual turning at fixed and independent deviation in vertical plane for positive and negative different-size angles. The front smaller lever can deviate for larger negative angles, while the rear one deviates for large certain positive angles. All-moving horizontal and vertical empennages are mounted on the larger rear lever end, attached to its lateral V-like sides. Lengthwise shafts passing, inside the levers, from the rotor reduction gears to the main reduction gear located at the center of rhombic frame feature universal joints to transfer power to the above rotors at various inclinations of the levers in vertical lengthwise plane.

EFFECT: increased take-off weight and load ratio, simpler tail beam design, improved longitudinal and yaw control in vertical take-off, landing and hovering, that allows landing on limited-size sites in surface, ship deck and sea surface.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции конвертопланов - преобразуемых винтокрылых летательных аппаратов с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов, винтокрылов, крылатых автожиров и самолетов при их наземном, палубном и морском базировании.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of convertiplanes - convertible rotary-wing aircraft with rotary propellers, combining the features of helicopters, rotorcraft, winged gyroplanes and aircraft when they are land, deck and sea based.

Известен палубный конвертоплан мод. «Оспри HV-22» (США) [1 стр.27], представляющий собой моноплан с высокорасположенным крылом большого удлинения и обратной стреловидностью и на концах его консолей смонтированы двигатели с редукторами и винтами, установленные в поворотных гондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, имеющий трансмиссию с синхронизирующим валов, проложенным в носке крыла, двухкилевое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт-отсеки.Known deck tiltrot mod. "Osprey HV-22" (USA) [1 p. 27], which is a monoplane with a high wing of large elongation and reverse sweep, and at the ends of its consoles mounted motors with gears and screws mounted in rotary nacelles, during rotation of which it is converted into a twin-screw transverse helicopter having a transmission with synchronizing shafts laid in the wing of the wing, two-fin plumage and a tricycle landing gear, retractable in the bow compartment and airtight side compartments.

Признаки, совпадающие - наличие поворотных гондол с тянущими винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, при корабельном базировании лопасти винтов складывались и крыло разворачивалось вдоль верхней части фюзеляжа, избыточная тяговооруженность обеспечивает полет и на одном работающем двигателе, шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт-отсеки, обеспечивающие при аварийной посадке на воду с волнением 4 балла, нахождение на плаву в течение двух часов.Signs of coincidence - the presence of rotary nacelles with pulling screws that create horizontal and corresponding deviation of vertical traction, the range of rotation of the screws from 0 ° to + 97.5 °, with ship-based propeller blades folded and the wing rotated along the upper part of the fuselage, excessive thrust-weight ratio provides flight and on one running engine, the tricycle landing gear, retractable in the bow compartment and airtight side compartments, providing for an emergency landing on water with a wave of 4 points, being afloat for two hours.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что диаметры винтов ограничены длиною консолей крыла и как, следствие, при создании ими вертикальной тяги образуют малую ометаемую площадь и вызывают значительную нагрузку на нее и, соответственно, большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, затрудняющего его длительное использование на режимах висения; вторая - при висении поток от винтов, обдувая консоли крыла и создавая значительную потерю в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока, отбрасываемого от них, предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность; третья - горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому взлетать и садиться, как обычный самолет, этот конвертоплан не может, невозможно кроме аварийной посадки на воду и его взлет с воды, так как расположение на концах крыла поворотных двигателей, имеющих значительную длину, не обеспечивает их защиту от попадания брызг воды.Reasons that impede the task: the first is that the diameters of the screws are limited by the length of the wing consoles and as a result, when they create vertical thrust they form a small swept area and cause a significant load on it and, consequently, a large speed of the air flow that is rejected from the surface, making it difficult for prolonged use on hanging modes; the second - when the flow from the screws hangs, blowing over the wing consoles and creating a significant loss in their vertical thrust, the high speeds of the flow thrown from them are braked and determine the formation of vortex rings, which at low reduction speeds can drastically reduce the thrust of the screws and create an uncontrollable situation crashes, which reduces management stability and safety; third - horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore this tiltrotor cannot take off and land like a regular plane, it is impossible except for emergency landing on the water and its take-off from the water, since the rotary engines having considerable length are located at the wing ends, does not provide their protection against splashing water.

Известен комбинированный вертолет мод. S-72 фирмы «Сикорский» (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 the 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 snoe chassis, retractable.

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/час и обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем газотурбинном двигателе.Signs that match - the presence of the main gearbox and transmission connecting shafts that transmit 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 wide range of flight speeds 325 ... 480 km / h and ensuring continued flight on a single running gas turbine engine.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движетелем в виде несущего винта, имеющего автомат перекоса, имеет большой объем регламентных работ и является дорогим в эксплуатации, малую весовую отдачу и радиус действия; вторая - силовая установка, включает разнотипные двигатели, и, тем самым, усложняет конструкцию и снижает надежность крейсерского полета при отказе одного из двух турбовентиляторных двигателей; третья - в вертолете одновинтовой схемы имеют место непроизводительные затраты до 10% мощности силовой установки на привод рулевого винта, необходимость хвостовой балки и агрегатов хвостовой трансмиссии, а также опасность, создаваемая рулевым винтом для наземного персонала; четвертая - вес рулевого винта вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовой трансмиссии составляет до 15…20% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного веса, причем при вертикальном взлете крыло и два турбовентиляторных двигателя бесполезны, а в горизонтальном полете лишним может оказаться и несущий винт, все это и ограничивает возможность его базирования на корабле и на воде без поплавков.Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propeller in the form of a rotor having a swash plate has a large amount of routine maintenance and is expensive to operate, low weight return and range; the second - the power plant, includes engines of various types, and thereby complicates the design and reduces the reliability of cruising flight in case of failure of one of the two turbofan engines; the third - in a single-rotor helicopter there are unproductive costs of up to 10% of the power plant power to the tail rotor drive, the need for a tail boom and tail gear units, as well as the danger created by the tail rotor for ground personnel; fourth, the weight of the tail rotor together with the tail boom and tail transmission units is up to 15 ... 20% of the weight of the empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight, and with vertical take-off, the wing and two turbofan engines are useless, and in horizontal flight it may be superfluous and the main rotor, all this limits the possibility of its base on the ship and on the water without floats.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конвертоплан мод. «Хиллер 1045» (США) [1 стр.173], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом малого удлинения и поворотными консолями с винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу и оснащенными редукторами винтов, последние связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженные синхронизирующим валом, хвостовое горизонтальное и вертикальное оперения и шасси, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт-отсеки.Closest to the proposed invention is a convertiplane mod. “Hiller 1045” (USA) [1 p. 173], containing a monoplane with a high wing of small elongation and pivoting consoles with screws creating vertical and corresponding deviation horizontal traction and equipped with screw gearboxes, the latter connected by connecting shafts to the main gearbox driven by the power unit including two engines mounted in nacelles on both sides of the longitudinal axis of the fuselage and equipped with a synchronizing shaft, tail horizontal and vertical tail and landing gear, retractable in the nose th compartment and sealed onboard compartments.

Признаки, совпадающие - наличие поворотных элементов крыла с консольными винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением совместно с консолями крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота консолей крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, два консольных и два рулевых винта.Signs that coincide - the presence of rotary wing elements with cantilever screws that convert horizontal thrust to vertical thrust by their corresponding deviation together with the wing consoles up to 90 ° from the horizontal position, the range of rotation of the wing consoles from 0 ° to + 100 °, the rotation of the screws is synchronized, small extension wing, two cantilever and two tail rotors.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это значительный вес соосных рулевых винтов вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовой трансмиссии, а в горизонтальном полете лишними оказываются соосные рулевые винты и, следовательно, значительно уменьшают весовую отдачу. Вторая - это то, что рулевые соосные винты при повороте консолей крыла с винтами и увеличением его угла атаки на переходных режимах полета не обеспечивают достаточную стабильность управления и создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает безопасность. Третья - это то, что рулевые сосные винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и ограничивает возможность базирования на воде без специальных поплавков, а также имеется опасность, создаваемая рулевыми винтами для наземного (палубного) персонала.Reasons that impede the task: the first is the significant weight of the coaxial steering screws along with the tail boom and tail transmission units, and in horizontal flight, the coaxial steering screws are redundant and, therefore, significantly reduce weight return. The second is that the coaxial steering screws when turning the wing consoles with the screws and increasing its angle of attack during transitional flight modes do not provide sufficient control stability and create a risk of flow stall on the wing until the screws create the necessary lifting force, which reduces safety. The third one is that the longitudinal steering pinion screws made of three-blade with variable pitch are mounted on a folding tail boom. This complicates the design and limits the possibility of basing on water without special floats, and there is also a danger posed by tail rotors for ground (deck) personnel.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном конвертоплане значительного повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, упрощения конструкции хвостовой балки с задними соосными рулевыми винтами продольного управления, улучшения продольного и путевого управления при вертикальном взлете, посадке и висении, уменьшения нагрузки на сметаемую площадь винтами и обеспечения возможности использования на площадках ограниченного размера при наземном, палубном и морском базировании.The present invention solves the problem in the aforementioned known tiltrotor to significantly increase take-off weight and increase weight return, simplify the design of the tail boom with rear coaxial tail rotors of longitudinal control, improve longitudinal and track control during vertical take-off, landing and hovering, reduce the load on the swept area with screws and ensuring the possibility of use on sites of limited size for land, deck and sea based.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного конвертоплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что трансмиссия, включая наряду с редукторами консольных винтов и их поперечную систему валов, оснащена двумя редукторами с несущими винтами и продольной системой валов, представляет собой крестообразную конфигурацию в плане, винты которой, смонтированные попарно, снабжены возможностью взаимно противоположного вращения между собой как левые и правые, так передние и задние, при этом винты, имеющие одинаковое направление вращения, передний несущий с правым консольным винтом и задний несущий с левым консольным винтом, выполнены с возможностью синхронного изменения углов установки их лопастей, увеличиваясь на двух первых и одновременно уменьшаясь на двух других винтах, при соответствующем создании изменения крутящих моментов этих групп винтов и обеспечении путевого управления на вертолетных режимах полета, редукторы несущих винтов переднего и заднего смонтированы, соответственно, на противоположных вершинах, расположенных вдоль продольной оси фюзеляжа-гондолы и большей диагонали ромбовидной в плане траверсы, выполненной складывающейся из двух разновеликих рычагов, представляющих собой V-образные в плане пустотелые силовые балки с разнесенными проушинами, шарнирно присоединенными к двойным разнесенным проушинам на верхней части фюзеляжа-гондолы, допускающими взаимный их поворот относительно поперечной оси, расположенной вдоль меньшей диагонали ромбовидной траверсы и оси поперечной системы валов консольных винтов, с возможностью фиксированного и независимого отклонения каждого из них в вертикальной продольной плоскости на положительные и отрицательные разновеликие углы, причем передний меньший рычаг снабжен возможностью отклонения на отрицательные, а задний - на положительные углы, при этом на конце последнего большего рычага смонтированы к его боковым V-образным в плане сторонам и к нижней его части вдоль продольной оси фюзеляжа-гондолы, соответственно, выполненные цельноповоротными горизонтальное и вертикальное оперения, продольные валы, проходящие внутри рычагов от редукторов несущих винтов к главному редуктору, смонтированному в центре ромбовидной траверсы, снабжены карданными соединениями, обеспечивающими при различных углах отклонения рычагов в вертикальной продольной плоскости передачу мощности на несущие винты передний и задний, плоскости вращения лопастей которых размещены на разных уровнях и над соответствующими верхними поверхностями V-образных в плане рычагов, причем несущие и консольные винты, имеющие, соответственно, разновеликие диаметры, создающие возможность их вращения без взаимного влияния и перехлеста, выполнены с возможностью складывания их лопастей и фиксированного размещения.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned known tiltrotor, closest to it, are the fact that the transmission, including along with the gears of the cantilever screws and their transverse shaft system, is equipped with two gearboxes with rotors and a longitudinal shaft system, is a cross-shaped configuration in a plan, the screws of which, mounted in pairs, are provided with the possibility of mutually opposite rotation between each other, both left and right, so front and rear, while the screws, and having the same direction of rotation, the front bearing with the right cantilever screw and the rear bearing with the left cantilever screw, are configured to synchronously change the installation angles of their blades, increasing by the first two and simultaneously decreasing on the other two screws, with the corresponding creation of a change in the torques of these groups of screws and providing directional control in helicopter flight modes, the rotor gears of the front and rear rotors are mounted, respectively, on opposite peaks, located x along the longitudinal axis of the fuselage nacelle and the larger diagonal of a diamond-shaped traverse made of two different-sized levers, which are V-shaped planar hollow power beams with spaced eyes, pivotally attached to double spaced eyes on the top of the fuselage gondola their mutual rotation relative to the transverse axis located along the smaller diagonal of the diamond-shaped traverse and the axis of the transverse system of the shaft of the cantilever screws, with the possibility of fixed and not dependent deviations of each of them in the vertical longitudinal plane to positive and negative angles of different sizes, with the front smaller lever being able to deviate to negative and the rear to positive angles, while at the end of the last larger lever mounted to its lateral V-shaped sides and to its lower part along the longitudinal axis of the fuselage-nacelle, respectively, horizontal and vertical tailings made by all-turning, longitudinal shafts passing inside the levers from the gearbox in the rotors, to the main gearbox mounted in the center of the diamond-shaped traverse, are equipped with cardan joints, providing at different angles of deviation of the levers in the vertical longitudinal plane, power is transmitted to the rotors front and rear, the rotation planes of the blades of which are located at different levels and above the corresponding upper surfaces V -shaped in terms of levers, with rotor and cantilever screws having respectively different diameters, making it possible to rotate them without mutual influence they are overlapping, made with the possibility of folding their blades and fixed placement.

Благодаря наличию этих признаков на вертолетных режимах полета обеспечивается возможность преобразования с двухвинтовой продольной в четырехвинтовую продольно-поперечную схему и обратно. Трансмиссия, оснащенная двумя редукторами с несущими винтами и продольной системой валов, представляет собой в горизонтальной плоскости крестообразную конфигурацию. Несущие винты передний и задний, консольные винты левый и правый имеют, соответственно, взаимно противоположное вращение между собой, что полностью исключает реактивный момент, при этом винты, имеющие одинаковое направление вращения, передний несущий с правым консольным винтом и задний несущий с левым консольным винтом, оснащены возможностью синхронного изменения углов установки их лопастей, увеличиваясь на двух первых и одновременно уменьшаясь на двух других винтах, и, соответственно, создающие изменения крутящих моментов этих групп винтов. Это обеспечивает путевое управление на вертолетных режимах полета, повышение взлетного веса и увеличение весовой отдачи. Редукторы несущих винтов переднего и заднего, смонтированные, соответственно, на противоположных вершинах ромбовидной в плане, ломающейся вдоль ее меньшей диагонали траверсы, расположены на большей диагонали последней и вдоль продольной оси фюзеляжа-гондолы. Траверса выполнена в виде двух разновеликих рычагов, представляющих собой V-образные в плане пустотелые силовые балки с разнесенными проушинами и присоединенными на шарнирах к двойным разнесенным проушинам на верхней части фюзеляжа-гондолы, допускающими взаимный их поворот с возможностью фиксированного и независимого синхронного отклонения каждого из них в вертикальной продольной плоскости на положительные и отрицательные разновеликие углы. Несущие и консольные винты, имеющие, соответственно, разновеликие диаметры, создающие возможность их вращения без взаимного влияния и перехлеста, выполнены с возможностью складывания их лопастей и фиксированного размещения из них больших диаметром двухлопастных вдоль сторон ромбовидной в плане траверсы и вдоль оси поперечной системы валов одной из трех лопастей меньших диметром. Это упрощает на вертолетных режимах полета продольное и поперечное управления, уменьшает нагрузку на ометаемую площадь винтами и создает возможность использования на площадках ограниченного размера при городском и палубном базировании.Due to the presence of these signs in helicopter flight modes, it is possible to convert from a twin-screw longitudinal to four-screw longitudinal-transverse scheme and vice versa. The transmission, equipped with two gearboxes with main rotors and a longitudinal shaft system, is in the horizontal plane a cross-shaped configuration. The front and rear rotors, the left and right cantilever rotors, respectively, are mutually opposite to each other, which completely eliminates the reactive moment, while the screws having the same direction of rotation, the front rotor with the right cantilever rotor and the rear rotor with the left cantilever rotor, equipped with the ability to synchronously change the installation angles of their blades, increasing by the first two and simultaneously decreasing by two other screws, and, accordingly, creating changes in the torques of these groups intov. This provides directional control in helicopter flight modes, increasing take-off weight and increasing weight return. Reducers of the front and rear rotors mounted respectively on opposite rhomboid vertices in a plane breaking along its smaller diagonal of the beam are located on the larger diagonal of the latter and along the longitudinal axis of the fuselage-gondola. The traverse is made in the form of two different-sized levers, which are V-shaped in plan hollow power beams with spaced eyes and hinged to double spaced eyes on the upper part of the fuselage-gondola, allowing their mutual rotation with the possibility of a fixed and independent synchronous deviation of each of them in the vertical longitudinal plane at positive and negative angles of different sizes. The main and cantilever rotors, having respectively different diameters, which make it possible to rotate without mutual influence and overlap, are made with the possibility of folding their blades and fixedly placing them with large two-bladed diameters along the sides of the diamond-shaped traverse and along the axis of the transverse shaft system of one of three blades with a smaller diameter. This simplifies the longitudinal and lateral control in helicopter flight modes, reduces the load on the swept area by screws and makes it possible to use it on sites of limited size for urban and deck based.

Предлагаемое изобретение гидроконвертовинтоплана и вариативность его использования иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1 и 2.The invention of the hydro-envelope propeller and the variability of its use is illustrated by the general views presented in figures 1 and 2.

На фиг.1 изображен гидроконвертовинтоплан на вертолетных режимах полета, общий вид сбоку и сверху с четырехвинтовой схемой, включающей передний и задний несущие винты и левый и правый консольные винты с непосредственным управлением вертикальной подъемной тягой несущей продольной и поперечной систем, соответственно.Figure 1 shows a helicopter rotorcraft in helicopter flight modes, a general side view and a top view with a four-screw circuit, including front and rear rotors and left and right cantilever screws with direct control of the vertical lifting thrust of the longitudinal and transverse systems, respectively.

На фиг.2 изображен гидроконвертовинтоплан, общий вид сбоку и сверху с расположением консольных винтов и продольной схемы триплана с непосредственным управлением подъемной силой плоскостями крыльев на самолетных режимах полета.Figure 2 shows the hydro-rotorcraft, a side view and top view with the location of the cantilever screws and the longitudinal scheme of the triplane with direct control of the lifting force by the wing planes in airplane flight modes.

Многоцелевой гидроконвертовинтоплан, представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляж-гондолу 1, нижняя часть которого выполнена водонепроницаемой для обеспечения плавучести при посадке на воду и взлета с нее. При этом повышение поперечной остойчивости достигается стабилизирующими герметичными борт-отсеками 2. Высокорасположенное трапециевидное крыло 3 малого удлинения обеспечивает необходимый и достаточный прирост подъемной силы только на переходных и крейсерских режимах полета. В передней части фюзеляжа-гондолы 1 размещается кабина экипажа с остеклением, обтекателем и дверьми 4 с обеих сторон. По бокам в кормовой части фюзеляжа-гондолы 1 расположены две сдвижные двери 5 и задняя дверь 6, одна секция которой открывается вверх, а другая - вниз, образуя погрузочную рампу на земле. На поворотных консолях 7 имеются по всему размаху крыла 3 закрылки 8 и элероны 9 и предкрылки, смонтированные на участках, обдуваемых винтами 10 на редукторах 11. Консоли 7 снабжены узлами поворота 12 (приводными), горизонтальная ось поворота которых размещена в плоскости крыла 3 и перпендикулярно продольной оси фюзеляжа-гондолы 1. Консольные винты 10, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены из угле- и стеклопластика со стальными лонжеронами и установлены в обтекателях. В обтекателе, имеющем спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки лопастей, установлен редуктор 11 винта 72. Для исключения соприкосновения лопастей винтов 10 с передней кромкой консолей 7 крыло 3 выполнено с небольшой обратной стреловидностью. Трехлопастные винты 10 выполнены со складывающимися лопастями, а консоли 7 при их вертикальном положении могут отклоняться назад, устанавливаясь параллельно фюзеляжу-гондоле 1, для удобства размещения на палубе (в ангаре) и возможности эксплуатации на кораблях. Поворот консолей 7 с винтами 10 осуществляется с помощью гидромеханических приводов (на фиг.1-2 не показаны).The multi-purpose hydro-envelope rotorcraft shown in figures 1 and 2 contains a fuselage-gondola 1, the lower part of which is waterproof to ensure buoyancy when landing on the water and take off from it. At the same time, an increase in lateral stability is achieved by stabilizing hermetic side compartments 2. The highly located trapezoidal wing 3 of small elongation provides the necessary and sufficient increase in lifting force only in transitional and cruising flight modes. In front of the fuselage-gondola 1 is the cockpit with glazing, fairing and doors 4 on both sides. On the sides in the aft part of the fuselage-gondola 1 there are two sliding doors 5 and a rear door 6, one section of which opens up and the other down, forming a loading ramp on the ground. On the rotary consoles 7 there are flaps 8 and ailerons 9 and slats installed throughout the wing span, mounted on sections blown by screws 10 on the gearboxes 11. The consoles 7 are equipped with rotation units 12 (drive), the horizontal axis of rotation of which is placed in the plane of the wing 3 and perpendicularly the longitudinal axis of the fuselage-gondola 1. The cantilever screws 10, having the ability to change the speed of rotation, are made of carbon and fiberglass with steel spars and installed in fairings. In the fairing, which has a front coke with a wide range of variation of the angles of installation of the blades, a gearbox 11 of the screw 72 is installed. To prevent the blades of the screws 10 from touching the front edge of the consoles 7, the wing 3 is made with a slight reverse sweep. The three-bladed propellers 10 are made with folding blades, and the consoles 7 can be tilted back when installed vertically, mounted parallel to the fuselage-gondola 1, for ease of placement on the deck (in the hangar) and the possibility of operation on ships. The rotation of the consoles 7 with screws 10 is carried out using hydromechanical drives (not shown in Fig.1-2).

Силовая установка, включающая два двигателя 13 (например, газотурбинные, выполненные с передним выводом вала), расположенных в обтекаемых гондолах 14 по обе стороны от продольной оси фюзеляжа-гондолы 1, выступающих за обводы крыла 3. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от двухлопастных несущих винтов 15 и 16 на режиме висения их лопасти имеют симметричный профиль и законцовки, формирующие их в S-образную форму в плане (см. фиг.1). Несущие 15 и 16 и консольные винты 10, имеющие, соответственно, разновеликие диаметры, создают возможность их вращения без взаимного влияния и перехлеста, первые из них выполнены также с возможностью автоматического складывания их двух лопастей и фиксированного размещения для палубного базирования. При этом большие несущие винты 15 и 16, смонтированные на редукторах 17, расположены над фюзеляжем-гондолой 1, имеют лопасти, выполненные из композиционных материалов, и лонжероны, изготовленные на основе титанового сплава. Передача мощности от двигателей 13 к редукторам 11 винтов 10, смонтированным на консолях 7, и к редукторам 17 несущих винтов 15 и 16 осуществляется от главного редуктора посредством системы соединительных валов с синхронизирующим валом (на фиг.1-2 не показаны). Эта система состоит из поперечных валов консольных винтов 10 правого O-С и левого О-D, образующие с центральными продольными валами O-А и О-В крестообразную в плане трансмиссию АО-OC-OD-OB. Синхронизирующий вал с муфтами сцепления связывает двигатели 13 между собой и обеспечивает привод всех четырех винтов при отказе одного из двух двигателей 13. Избыточная тяговооруженность двигателей 13, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении поворотных консолей 7 с винтами 10 и вращении несущих винтов 15 и 16 во время переходного режима, создает возможность осуществления полета или аварийной посадки, тем самым повышается безопасность. Редукторы 17 несущих винтов переднего 15 и заднего 16, смонтированные, соответственно, на противоположных вершинах ромбовидной в плане, ломающейся вдоль ее меньшей диагонали траверсы 18, расположены на большей диагонали последней и вдоль продольной оси фюзеляжа-гондолы 1. Ромбовидная траверса 18 выполнена в виде двух разновеликих рычагов 19 и 20, представляющих собой V-образные в плане пустотелые силовые балки с разнесенными проушинами и присоединенными на шарнирах к верхней части фюзеляжа-гондолы 1, допускающими взаимный их поворот относительно поперечной оси, расположенной вдоль меньшей диагонали ромбовидной траверсы 18 и оси C-D поперечной системы валов консольных винтов 10, с возможностью фиксированного и независимого отклонения каждого из них в вертикальной продольной плоскости на разновеликие положительные и отрицательные углы. Продольные валы, проходящие внутри рычагов 19 и 20 от редукторов 17 к главному редуктору, смонтированному в центре ромбовидной траверсы 18, снабжены карданными соединениями (на фиг.1-2 не показаны), обеспечивающими при различных углах отклонения рычагов 19 и 20 в вертикальной продольной плоскости передачу мощности на несущие винты передний 15 и задний 16, плоскости вращения лопастей которых размещены на разных уровнях и над соответствующими верхними поверхностями V-образных в плане рычагов 19 и 20. При этом передний рычаг 19 снабжен возможностью отклонения на отрицательные, а задний рычаг 20 - на положительные углы. Привод поворота рычагов 19 и 20 механический, независимое отклонение в вертикальной продольной плоскости каждого осуществляется с помощью двойных синхронизированных винтовых домкратов, расположенных под соответствующими рычагами (на фиг.1-2 не показаны). Для более плавного их обтекания домкраты размещены в передних и задних складывающихся V-образных в плане обтекателях 21 с откидывающимися щитками, примыкающих на самолетных режимах полета к рычагам 19 и 20 и верхним наклонным частям фюзеляжа-гондолы 1. На конце большего рычага 20, являющегося одновременно и хвостовой балкой, размещено хвостовое оперение. К боковым V-образным в плане сторонам рычага 20 и к нижней его части вдоль продольной оси фюзеляжа-гондолы 1 смонтированы цельно-поворотные горизонтальное 22 и вертикальное 23 оперения с киль-шайбами 24 и форкилем 25, соответственно. Шасси, убирающееся, трехопорное. Задние главные боковые опоры с колесами 26 и передняя опора с колесом 27 убираются, соответственно, в герметичные борт-отсеки 2 и носовой отсек фюзеляжа-гондолы 1.A power plant including two engines 13 (for example, gas turbines made with a front output of the shaft) located in streamlined nacelles 14 on both sides of the longitudinal axis of the fuselage-nacelle 1, protruding beyond the wing contours 3. To improve takeoff and landing characteristics and reduce vibration from the two-bladed main rotors 15 and 16 in the mode of hanging, their blades have a symmetrical profile and endings, forming them in an S-shape in plan view (see figure 1). Bearing 15 and 16 and cantilever rotors 10, having respectively different diameters, make it possible to rotate without mutual influence and overlap, the first of them are also made with the possibility of automatic folding of their two blades and fixed placement for deck based. Moreover, large rotors 15 and 16 mounted on gears 17 are located above the fuselage-gondola 1, have blades made of composite materials, and spars made on the basis of a titanium alloy. Power is transmitted from the motors 13 to the gearboxes 11 of the screws 10 mounted on the consoles 7 and to the gearboxes 17 of the rotors 15 and 16 from the main gearbox by means of a system of connecting shafts with a synchronizing shaft (not shown in FIGS. 1-2). This system consists of the transverse shafts of the cantilever screws 10 of the right O-C and left O-D, forming with the central longitudinal shafts O-A and O-B a cross-shaped transmission AO-OC-OD-OB in plan view. A synchronizing shaft with clutches couples the engines 13 to each other and provides the drive of all four screws in case of failure of one of the two engines 13. Excessive thrust-weight ratio of the engines 13, ensuring continued flight with one engine running and any intermediate position of the rotary arms 7 with the screws 10 and rotation of the rotors 15 and 16 during the transition mode, creates the possibility of a flight or emergency landing, thereby increasing safety. Reducers 17 rotors of the front 15 and rear 16, mounted, respectively, on opposite vertices of the diamond-shaped in the plan, breaking along its smaller diagonal of the yoke 18, are located on the larger diagonal of the last and along the longitudinal axis of the fuselage-gondola 1. The diamond-shaped yoke 18 is made in the form of two different-sized levers 19 and 20, which are V-shaped in terms of hollow power beams with spaced eyes and hinged to the upper part of the fuselage-gondola 1, allowing their relative rotation about a transverse axis, located along the diagonal of the rhomboid lower crosspiece 18 and C-D transverse axis system console screw shafts 10, with possibility of fixed and independent of deviation of each of them in a vertical longitudinal plane on raznovelikie positive and negative angles. Longitudinal shafts passing inside the levers 19 and 20 from the gearboxes 17 to the main gearbox mounted in the center of the diamond-shaped traverse 18 are provided with cardan joints (not shown in FIGS. 1-2), which provide for different angles of deviation of the levers 19 and 20 in the vertical longitudinal plane power transmission to the rotors front 15 and rear 16, the blades of rotation of which are located at different levels and above the corresponding upper surfaces of the V-shaped in terms of levers 19 and 20. In this case, the front lever 19 is equipped with the ability to off neniya the negative, while the rear lever 20 - the positive angles. The drive of the rotation of the levers 19 and 20 is mechanical, an independent deviation in the vertical longitudinal plane of each is carried out using double synchronized screw jacks located under the corresponding levers (not shown in Fig.1-2). For a more smooth flow around them, the jacks are located in the front and rear folding V-shaped planes 21 with hinged flaps adjacent to the airplane flight modes to levers 19 and 20 and the upper inclined parts of the fuselage nacelle 1. At the end of a larger lever 20, which is simultaneously and tail boom, placed tail. To the lateral V-shaped in terms of the sides of the lever 20 and to its lower part along the longitudinal axis of the fuselage-nacelle 1 mounted rotary horizontal 22 and vertical 23 plumage with keel washers 24 and fork 25, respectively. Chassis, retractable, tricycle. The rear main side supports with wheels 26 and the front support with wheel 27 are removed, respectively, in the sealed side compartments 2 and the nose compartment of the fuselage-gondola 1.

Управление гидроконвертовинтопланом обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага консольных винтов 10 и несущих винтов 15 и 16 и отклонением рулевых поверхностей 8, 9, 22 и 23, работающих в зоне обдува этих винтов.The control of the hydro-envelope propeller is provided by the general and differential change in the pitch of the cantilever screws 10 and the rotors 15 and 16 and the deviation of the steering surfaces 8, 9, 22 and 23 working in the zone of blowing these screws.

Перед вертикальным взлетом, посадкой или висением его поворотные консоли 7 с редукторами 11 синхронно отклоняются от горизонтального положения вверх и устанавливаются вертикально, соответственно, вдоль линий вертикальной тяги несущих винтов 15 и 16. После установки редукторов 11 в вертикальное положение несущие винты 15 и 16 совместно с консольными винтами 10 обеспечивают возможность выполнения вертолетных режимов полета. При этом несущие винты передний 15 и задний 16 и консольные винты 10 левый и правый имеют, соответственно, взаимно противоположное вращение между собой, что полностью исключает реактивный момент. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) или воды и при полете вблизи них консольные винты 10 образуют совместно с несущими винтами 15 и 16 область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их КПД.Before vertical take-off, landing or hovering, its rotary arms 7 with gearboxes 11 synchronously deviate from the horizontal position upwards and are installed vertically, respectively, along the vertical lines of the main rotors 15 and 16. After the gearboxes 11 are installed in a vertical position, the rotors 15 and 16 together with cantilever screws 10 provide the ability to perform helicopter flight modes. In this case, the rotors front 15 and rear 16 and the console screws 10 left and right, respectively, are mutually opposed to each other, which completely eliminates the reactive moment. When approaching the surface of the earth (the deck of the ship) or water and when flying near them, the cantilever rotors 10 together with the rotors 15 and 16 form an area of compressed air, creating the effect of an air cushion and thereby increasing their efficiency.

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление гидроконвертовинтопланом осуществляется путем изменения шага несущих винтов переднего 15 и заднего 16, а поперечное управление - изменением шага левого и правого консольных винтов 10. В такой четырехвинтовой схеме момент рысканья M_y возникает, если угол установки лопасти и, следовательно, мощность увеличивается на двух винтах и одновременно уменьшается на двух других винтах. Полный момент рысканья образуется в результате взаимодействия горизонтальных составляющих тяги винтов, создающих разворачивающий момент. Поэтому путевое управление гидроконвертовинтопланом обеспечивается изменением крутящих моментов каждой группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения переднего несущего винта 15 с правым консольным винтом 10 и заднего несущего винта 16 с левым консольным винтом 10, соответственно, или отклонением элеронов 9 поворотных консолей 7, находящихся в потоке консольных винтов 10. При висении направление полета гидроконвертовинтоплана может осуществляться как вперед, так и назад, а также как влево, так и вправо. Полет гидроконвертовинтоплана при его максимальном взлетном весе может осуществляться с коротким взлетом и посадкой, как винтокрыла. В этом случае от горизонтального положения отклоняются приводами 12 и домкратами, соответственно, консоли 7 с винтами 10 вверх на угол 60° и рычаги 19 и 20 с несущими винтами 15 и 16, соответственно, вниз и вверх и создают маршевую тягу и подъемную силу. После набора высоты убираются шасси 26 и 27, горизонтальный полет при его максимальной полезной нагрузке может осуществляться как у винтокрыла, так и у крылатого автожира. В последнем случае устанавливаются горизонтально как консоли 7, так и рычаги 19 и 20, при этом тянущие консольные винты 10 создают горизонтальную маршевую тягу, а несущие винты 15 и 16 отключаются от привода двигателей 13, начиная авторотировать, они создают только подъемную силу наравне с подъемной силой крыла 3. После этих режимов полета может осуществляться его полет в самолетной конфигурации. При этом консоли 7 с винтами 10, отклоняясь в горизонтальное положение, создают маршевую тягу, а после набора скорости производится отключение от привода несущих винтов 15 и 16 и их фиксированное торможение вдоль продольной оси фюзеляжа-гондолы 1. После переворота одних из их лопастей в вертикальной плоскости и преобразования в дополнительные несущие поверхности винты-крылья они поворачиваются в горизонтальной плоскости на угол 90°. Тем самым преобразуют схему планера гидроконвертовинтоплана с моноплана в схему продольного триплана с непосредственным управлением подъемной силой плоскостями крыльев 15, 3 и 16 (см. фиг.2). Эта активная система управления не только повышает летно-технические характеристики, но и существенно улучшает условия работы высоконагруженной конструкции планера, а также обеспечивает крейсерский его полет, взлет и посадку, как у обычного самолета. При этом путевое управление обеспечивается рулем направления 23 или дифференциальным изменением тяги левого и правого винтов 10. Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением, соответственно, рулевых поверхностей 22 и 9.In vertical take-off, landing and hovering, the longitudinal control of the hydro-envelope propeller plane is carried out by changing the pitch of the front 15 and rear 16 rotors, and the lateral control by changing the step of the left and right cantilever screws 10. In such a four-screw design, the yaw moment M _y occurs if the blade installation angle and therefore, power increases on two screws and decreases simultaneously on two other screws. The full yaw moment is formed as a result of the interaction of the horizontal components of the thrust of the screws, creating a turning moment. Therefore, the directional control of the hydro-envelope propeller is provided by changing the torques of each group of screws having the same direction of rotation of the front rotor 15 with the right cantilever screw 10 and the rear rotor 16 with the left cantilever screw 10, respectively, or the deviation of the ailerons 9 of the rotary consoles 7 in the console stream screws 10. When hovering, the flight direction of the helicopter can be carried out both forward and backward, as well as to the left and to the right. The flight of a hydro-envelope propeller plane at its maximum take-off weight can be carried out with short take-off and landing, like a rotorcraft. In this case, the drives 12 and the jacks, respectively, of the console 7 with the screws 10 upward at an angle of 60 ° and the levers 19 and 20 with the rotors 15 and 16, respectively, down and up, deviate from the horizontal position and create marching traction and lifting force. After climbing the landing gear 26 and 27 are removed, horizontal flight at its maximum payload can be carried out both in a rotorcraft and in a winged gyroplane. In the latter case, both the console 7 and the levers 19 and 20 are installed horizontally, while the pulling console screws 10 create a horizontal marching thrust, and the rotors 15 and 16 are disconnected from the drive of the engines 13, starting to autorotate, they create only lifting force along with the lifting wing force 3. After these flight modes, it can be flown in an airplane configuration. In this case, the consoles 7 with screws 10, deflecting to a horizontal position, create marching thrust, and after gaining speed, the rotors 15 and 16 are disconnected from the drive and their braking is fixed along the longitudinal axis of the fuselage-gondola 1. After turning one of their blades in a vertical planes and conversions into additional bearing surfaces, wing-screws they rotate in a horizontal plane at an angle of 90 °. Thereby, the scheme of the hydro-envelope-propeller glider scheme from the monoplane is transformed into a longitudinal triplane scheme with direct control of the lifting force by the wing planes 15, 3 and 16 (see FIG. 2). This active control system not only improves flight performance, but also significantly improves the working conditions of the highly loaded airframe structure, as well as provides its cruising flight, takeoff and landing, as in a conventional aircraft. In this case, the directional control is provided by the rudder 23 or by a differential change in the thrust of the left and right screws 10. Longitudinal and lateral control can be carried out by deflecting, respectively, the steering surfaces 22 and 9.

Таким образом, гидроконвертовинтоплан, имеющий компоновочную схему вертолетоподобного конвертоплана, снабжен возможностью преобразовываться на вертолетных режимах полета с двухвинтовой продольной в четырехвинтовую продольно-поперечную схему, и обратно или на самолетных режимах полета с моноплановой в продольную схему триплана и обратно. Это повышает функциональность и обеспечивает его использование с высокими амфибийными качествами, значительными мореходными возможностями как вертолета, винтокрыла, автожира и самолета, имеющего достаточную аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов, и низкий удельный расход топлива, а также незначительные габариты и нагрузку на сметаемую площадь. Это позволяет использовать его на площадках ограниченного размера (в 1,6 и 2,0 раза меньше, чем для аналогичных по грузоподъемности и широко применяемых - около 83% парка, соответственно, средних и легких вертолетов одновинтовой схемы) на суше, корабле и на воде, что исключительно важно при городском и, особенно, палубном базировании.Thus, a hydro-envelope rotoplane having a helicopter-like tiltrotor layout is equipped with the ability to be converted in helicopter flight modes from a twin-screw longitudinal to a four-screw longitudinal-transverse scheme, and vice versa or in airplane flight modes from monoplane to a longitudinal triplane and vice versa. This increases functionality and ensures its use with high amphibious qualities, significant seaworthiness as a helicopter, rotorcraft, gyroplane and aircraft having sufficient aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes, and low specific fuel consumption, as well as small dimensions and load on the sweep area. This makes it possible to use it on sites of limited size (1.6 and 2.0 times smaller than for similar in carrying capacity and widely used - about 83% of the fleet, respectively, medium and light single-rotor helicopters) on land, ship and on water , which is extremely important for urban and, especially, deck-based.

Многофункциональность гидроконвертовинтоплана обеспечивается высокой эффективностью как у вертолетов и широким диапазоном скоростей как у самолетов. При этом в отличие от вертолета гидроконвертовинтоплан может иметь четыре специфичных режима полета: вертолетный, винтокрылый, автожирный и самолетный, что дает возможность получить крейсерские скорости его полета на автожирном режиме полета до 360 км/ч, а на самолетном - 450 км/ч. Это значительно больше скорости и продолжительности полета, чем на вертолете и немногим уступает транспортным турбовинтовым самолетам. Кроме этого многовинтовые гидроконвертовинтопланы, обеспечивающие повышение взлетного веса и увеличение весовой отдачи, позволяют увеличить вес топлива до 25% взлетного веса и достичь дальности их полетов втрое больше, чем у вертолетов, доведя ее до 1500…1800 км. Эта величина уже близка к среднемагистральным дальностям турбовинтовых самолетов. В конечном итоге расширение применимости гидроконвертовинтопланов может быть осуществимо за счет круглосуточности и всепогодности вылетов и обеспечения широких эксплуатационно-технических характеристик, позволяющих реализовать как освоение любых неподготовленных поверхностей земли, то есть «безаэродромное» базирование, так и создание многоцелевых гидроконвертовинтопланов, способных быстро переоборудоваться из пассажирского варианта в грузовой и обратно и при этом достойно конкурировать с транспортными турбовинтовыми самолетами.The versatility of a hydro-rotorcraft is ensured by high efficiency as in helicopters and a wide range of speeds like in airplanes. At the same time, unlike a helicopter, a hydro-rotorcraft can have four specific flight modes: helicopter, rotorcraft, autogyro and airplane, which makes it possible to obtain cruising speeds of its flight in autogyro flight mode up to 360 km / h, and on airplane - 450 km / h. This is much more speed and duration than in a helicopter and slightly inferior to transport turboprop aircraft. In addition, multi-rotor hovercraft, providing an increase in take-off weight and an increase in weight return, can increase the fuel weight to 25% of the take-off weight and achieve a flight range of three times that of helicopters, bringing it to 1500 ... 1800 km. This value is already close to the mid-range distances of turboprop aircraft. Ultimately, expanding the applicability of hydro-envelopes can be feasible due to round-the-clock and all-weather departures and providing broad operational and technical characteristics that allow both the development of any unprepared earth surfaces, that is, “aerodrome-free” basing, and the creation of multi-purpose hydro envelopes, capable of quickly converting from passenger options in the cargo and vice versa, and at the same time compete worthy with transport turboprop aircraft mi

Claims

A multi-purpose rotorcraft with a monoplane with a high wing of small elongation and rotary consoles with screws that create a vertical and corresponding deviation horizontal traction and equipped with screw gears, the latter are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by a power unit including two engines mounted in gondolas on both sides from the longitudinal axis of the fuselage and equipped with a synchronizing shaft, tail horizontal and vertical plumage, landing gear it is located in the bow compartment, and hermetic side compartments, characterized in that the transmission, including along with the gears of the cantilever screws and their transverse shaft system, is equipped with two gearboxes with main rotors and a longitudinal shaft system, is a cross-shaped configuration in plan, the screws of which, mounted in pairs, made with the possibility of mutually opposite rotation between each other, both left and right, front and rear, while the screws having the same direction of rotation, the front bearing with the right console in ntom and the rear bearing with the left cantilever rotor, are capable of synchronously changing the installation angles of their blades, increasing by the first two and simultaneously decreasing by the other two screws, with the corresponding creation of a change in the torques of these groups of screws and providing directional control in helicopter flight modes, gearboxes the front and rear rotors are mounted respectively on opposite vertices located along the longitudinal axis of the fuselage-gondola and a larger diagonal diamond-shaped traverse made of two different-sized levers, which are V-shaped in plan, hollow power beams with spaced eyes, pivotally attached to double spaced eyes on the upper part of the fuselage nacelle, allowing their mutual rotation relative to the transverse axis, located along the smaller diagonal of the diamond-shaped traverse and the axis of the transverse system of the shaft of the cantilever screws, with the possibility of a fixed and independent deflection of each of them in the vertical longitudinal plane to the floor positive and negative angles of different sizes, the front smaller lever being able to deviate to negative and the rear to positive angles, while at the end of the last larger lever are mounted to its lateral V-shaped sides and to its lower part along the longitudinal axis of the fuselage - nacelles, respectively, made by turning the horizontal and vertical plumage, longitudinal shafts passing inside the levers from the main rotor gearboxes to the main gearbox mounted in the center of the diamond-shaped the reversers are equipped with cardan joints, providing at different angles of deviation of the levers in the vertical longitudinal plane, power is transmitted to the front and rear rotors, the plane of rotation of the blades of which are placed at different levels and above the corresponding upper surfaces of the V-shaped arms in terms of levers, and the rotor and cantilever screws having correspondingly different diameters, creating the possibility of their rotation without mutual influence and overlap, made with the possibility of folding their blades and fixes this placement.