RU2464203C2

RU2464203C2 - High-speed hybrid drone copter-plane

Info

Publication number: RU2464203C2
Application number: RU2010132331/11A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров (RU); Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2010-08-02
Filing date: 2010-08-02
Publication date: 2012-10-20
Also published as: RU2010132331A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to drones. Proposed hybrid plane represents a monoplane with all-moving front horizontal empennage, twin-fin tail secured to outer wings secured to nacelles, all-moving tailplane and fin extensions above and below nacelles. All-moving tailplane can deflect spaced apart outer wings. Lift surfaces are located in lengthwise plane without shadowing each other to composed triplane lengthwise arrangement. Torque of two tandem gas turbine engines is transmitted via transmission to tractor and pusher propellers to produce horizontal and vertical thrust. Airplane transmission consists of main reduction gearbox, nose and tail reduction gears, lengthwise shafts arranged on both sides of the plane of symmetry and parallel therewith and equipped with fixed-angle reduction gears. Nose and tail cones are provided with top and bottom lengthwise opening apertures furnished with guides for displacement of casing of rotary shaft with propeller of appropriate reduction gear.

EFFECT: better stability and controllability.

2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных вертолетов-самолетов и высокоскоростных вертолетов-самолетов с поворотными винтами, применяющих технологии вертикального взлета и посадки, короткого взлета и посадки или короткого взлета и вертикальной посадки для наземного, корабельного и аэродромного или палубного базирования.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of unmanned helicopter airplanes and high-speed helicopter airplanes with rotary propellers that use technologies of vertical take-off and landing, short take-off and landing or short take-off and vertical landing for land, ship and airfield or deck basing.

Известный многоцелевой беспилотный вертолет мод. Ка-13 7 ОКБ «им. Камова» (Россия), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет фюзеляж сферической формы без хвостового оперения и силовую установку, включающую поршневой двигатель, смонтированный в верхнем моторном отсеке фюзеляжа и передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов на соосные двухлопастные винты, шасси четырехстоечное рессорного типа для амортизационной посадки.Famous multipurpose unmanned helicopter mod. Ka-13 7 OKB "them. Kamova ”(Russia), made according to the twin-screw coaxial scheme, has a spherical fuselage without a tail unit and a power unit including a piston engine mounted in the upper engine compartment of the fuselage and transmitting torque through the main gearbox and shaft system to the coaxial double-bladed propellers, four-post chassis spring type for depreciation landing.

Признаки, совпадающие с предлагаемым изобретением: наличие поршневого двигателя и главного редуктора, передающего мощность на несущие винты, создающие вертикальную тягу, а соответствующие изменения общего шага и циклического шага винтов, обеспечивают перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации при его поступательном полете, вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Беспилотный вертолет мод. Ка-137 при взлетном весе 310 кг, имея целевую нагрузку 80 кг, способен перемещаться на высоте до 5000 м со скоростью до 175 км/ч, обеспечить время полета до 4 ч и дальность полета до 530 км, но и широко использоваться в многоцелевых беспилотных вертолетных комплексах, выполненных в трех исполнениях: наземно-мобильном, аэромобильном и корабельном.Signs that coincide with the invention: the presence of a piston engine and a main gearbox transmitting power to the main rotors, creating vertical traction, and the corresponding changes in the total pitch and cyclic pitch of the screws, provide movement up-down, forward-backward, left-right and in any combinations during its translational flight, the rotation of the coaxial screws is synchronizing and oppositely directed. Unmanned helicopter mod. Ka-137 with a take-off weight of 310 kg, having a target load of 80 kg, is capable of traveling at an altitude of up to 5000 m at a speed of up to 175 km / h, providing a flight time of up to 4 hours and a flight range of up to 530 km, but is also widely used in multi-purpose unmanned helicopter complexes made in three versions: land-mobile, airmobile and ship.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что беспилотный вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы имеет большой объем регламентных работ, малую весовую отдачу и радиус действия, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов перекоса, создающие неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования, весьма снижают разрешающую способность аэрофотосъемочной аппаратуры и особенно ТВ камеры; вторая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности транспортирования; третья - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с шарнирным креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту.Reasons that impede the task: the first is that an unmanned helicopter with a propeller of a twin-screw coaxial circuit has a large amount of routine maintenance, low weight return and radius of action, and the constant vibrations that occur during the operation of the swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment, greatly reduce the resolution of aerial photography equipment and especially TV cameras; the second is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, complicates the reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of transportation; the third is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with hinged blades, there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap.

Известен многоцелевой беспилотный вертолет мод. Boeing A160 «Hummingbird» (США), выполненный по одновинтовой схеме с четырехлопастным несущим и двухлопастным рулевым винтами, имеет силовую установку, включающую газотурбинный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущий и хвостовой винты, вертикальное оперение, смонтированное под хвостовой балкой, оснащенное в носке килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного колесного шасси, снабженного и главными убирающимися боковыми опорами с передними колесами.Known multi-purpose unmanned helicopter mod. Boeing A160 "Hummingbird" (USA), made according to a single-rotor scheme with a four-blade main and two-blade tail rotors, has a power unit including a gas turbine engine that transmits torque through the main gearbox and the transmission connecting shaft system to the main and tail rotors, vertical tail assembly, mounted under the tail boom, equipped in the toe of the keel of its surface with the suspension strut of the rear wheel of the three-wheeled chassis, equipped with the main retractable side supports with front wheels.

Признаки, совпадающие с предлагаемым изобретением: наличие вертикального оперения и газотурбинного двигателя, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастному несущему и двухлопастному рулевому винтам, обеспечивающим перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации при его поступательном полете. Вращение несущего и рулевого винтов - синхронизирующее, взлетная тяговооруженность силовой установки, обеспечивающая максимальные скорости его полета до 260 км/ч и продолжительное время при висении, а также высоту полета до 6096 м и дальность полета до 4150 км. Многоцелевой беспилотный вертолет мод. Boeing A160 при взлетном весе 2950 кг, имея целевую нагрузку 860 кг, может применяться в беспилотных вертолетных комплексах для разведывательных и ударных операций с использованием управляемых ракет класса «воздух-поверхность» типа AGM-114 «Hellfire», а также обнаружения целей и ретрансляции разведданных.Signs that match the proposed invention: the presence of vertical tail and a gas turbine engine, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to the four-blade main and two-blade tail rotors, providing movement up-down, forward-backward, left-right and in any combination during its translational flight . Rotation of the main and tail rotors is a synchronizing, take-off thrust-to-weight ratio of the power plant, providing maximum flight speeds of up to 260 km / h and a long time when hanging, as well as a flight altitude of up to 6096 m and a flight range of up to 4150 km. Multipurpose unmanned helicopter mod. Boeing A160 with a take-off weight of 2950 kg, with a target load of 860 kg, can be used in unmanned helicopter complexes for reconnaissance and strike operations using guided air-to-surface missiles of the AGM-114 Hellfire type, as well as target detection and intelligence relaying .

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем в виде несущего четырехлопастного винта, имеющего автомат перекоса, имеет большой объем регламентных работ и является дорогим в эксплуатации, но и малую весовую отдачу; вторая - это то, что силовая установка дорогостоящего беспилотного вертолета включает один газотурбинный двигатель и тем самым снижает надежность крейсерского полета при его отказе; третья - это то, что 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 - это то, что вес рулевого винта вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовой трансмиссии составляет до 15…20% веса пустого беспилотного вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Все это и ограничивает возможность дальнейшего повышения максимальной скорости полета и скороподъемности, а также показателей транспортной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propeller in the form of a four-blade rotor with a swash plate has a large amount of routine maintenance and is expensive to operate, but also has a low weight return; the second is that the power plant of an expensive unmanned helicopter includes one gas turbine engine and thereby reduces the reliability of a cruise flight in case of failure; the third is that 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 transmission units, as well as the danger created by the tail rotor for ground personnel; the fourth is that the weight of the tail rotor together with the tail boom and tail transmission units amounts to 15 ... 20% of the weight of an empty unmanned helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. All this limits the possibility of further increasing the maximum flight speed and climb, as well as indicators of transport efficiency.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой дистанционно пилотируемой вертолет-самолет (Россия) [1], представляющий собой моноплан с цельноповоротным передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель силовой установки, передающий крутящий момент через систему соединительных валов трансмиссии на носовой и хвостовой редукторы с передним и задним расположением выходного поворотного вала соответственно с тянущим и толкающим винтами, обеспечивающими горизонтальную и соответствующим отклонением вверх и вниз вертикальную тягу, трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.Closest to the proposed invention is a multi-purpose remotely piloted helicopter-plane (Russia) [1], which is a monoplane with a fully rotatable front horizontal tail, containing a two-tail tail mounted to the wing consoles on the nacelles, a short fuselage, a power plant engine transmitting torque through a system of connecting shafts of the transmission to the nose and tail gears with front and rear arrangement of the output rotary shaft, respectively, with pulling and pushing m screws, provides horizontal deflection and corresponding upward and downward vertical thrust, retractable wheeled tricycle landing gear main and auxiliary lateral supports.

Признаки, совпадающие с прелагаемым изобретением наличие моноплана с передним горизонтальным оперением и среднерасположенным крылом, снабженным на гондолах разнесенным двухкилевым оперением и наплывами, образующие переменную стреловидность по передним их кромкам и объединяющие в единую конструкцию крыло и фюзеляж, представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль. Поворотные (отклоняемые) винты, расположенные в передней и задней частях фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх и вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 65° соответственно при вертикальном взлете и посадке или коротком взлете и посадке.Signs that coincide with the proposed invention, the presence of a monoplane with front horizontal tail and a mid-wing, equipped with spaced two-wing tail and nodules on the nacelles, forming a variable sweep along their front edges and combining the wing and fuselage in a single structure, representing an image in the plane of symmetry . Rotary (deflectable) screws located in the front and rear of the fuselage, providing horizontal traction and a corresponding deviation up and down from the horizontal position, vertical by 90 ° or inclined draft by 65 °, respectively, during vertical take-off and landing or short take-off and landing.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что при вертикальном взлете-посадке увеличивается опасность, создаваемая задним (нижним) винтом для наземного персонала, а его однодвигательная силовая установка, снижая надежность крейсерского полета при его отказе, ограничивает взлетный его вес и с целью его увеличения предопределяет возможность только короткого взлета и посадки. Вторая - это то, что при переходных маневрах продольная устойчивость обеспечивается парой несущих поверхностей: передним горизонтальным оперением (ПГО) и крылом, что снижает стабильность управления из-за разных скоростей поворота при отклонении носового винта и цельноповоротного ПГО, т.к. срыв потока на последнем может происходить резко и быстро. Третья - это то, что при висении продольное расположение поворотных винтов изменяемого шага и с управлением циклического их шага значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создающие неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования, весьма снижают разрешающую способность аэрофотосъемочной аппаратуры. Все это ограничивает увеличение продольной стабильности и управляемости, но и повышение наработки на отказ и безотказности.Reasons that impede the task: the first is that during vertical take-off and landing, the danger created by the rear (lower) propeller for ground personnel increases, and its single-engine power plant, reducing the reliability of cruising flight in case of failure, limits its take-off weight and the purpose of its increase determines the possibility of only a short take-off and landing. The second one is that during transitional maneuvers, longitudinal stability is ensured by a pair of bearing surfaces: front horizontal tail (PF) and wing, which reduces the stability of control due to different rotation speeds when deflecting the nose screw and all-rotating PF, because stall in the latter can occur abruptly and quickly. The third one is that when hanging, the longitudinal arrangement of rotary screws of variable pitch and with the control of their cyclic pitch significantly complicates their design, and the constant vibrations arising from the operation of their swash plate machines, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment, greatly reduce the resolution aerial photography equipment. All this limits the increase in longitudinal stability and controllability, but also the increase in MTBF and uptime.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоцелевом дистанционно пилотируемом вертолете-самолете значительного увеличения надежности и безопасности полетов, повышения наработки на отказ и безотказности, улучшения взлетно-посадочных характеристик при коротком взлете и посадке и повышения путевой устойчивости и устойчивости по крену, но и продольной стабильности и поперечной управляемости при переходных маневрах и висении.The present invention solves the problem in the above-mentioned known multi-purpose remotely piloted helicopter-aircraft to significantly increase the reliability and safety of flights, increase MTBF and uptime, improve take-off and landing performance during short take-off and landing and increase track and roll stability, but also longitudinal stability and lateral controllability during transitional maneuvers and hovering.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого дистанционно пилотируемого вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен цельноповоротным стабилизатором, имеющим возможность дифференциального отклонения его разнесенных консолей, смонтированных по внешним боковым поверхностям двухкилевого оперения, образующим продольную схему триплана, несущие поверхности которого расположены в продольной плоскости ступенчато, не затеняя друг друга, предыдущая поверхность размещена ниже последующей, а также возможностью синхронизации соответствующего поворота как корпуса поворотного вала с передним винтом носового редуктора и соответствующего отклонения цельноповоротного переднего горизонтального оперения, имеющего отрицательный угол поперечного V, так и корпуса поворотного вала с задним винтом хвостового редуктора и соответствующего отклонения на его крыле закрылков, при этом синхронизация обеспечивается в диапазоне их поворота как в момент, когда угол отклонения корпуса поворотного вала с передним винтом носового редуктора становится равновеликим от установочного угла атаки цельноповоротного переднего горизонтального оперения до допустимого угла атаки последнего, так и в момент, когда угол отклонения корпуса поворотного вала с задним винтом хвостового редуктора становится равновеликим от минимального до максимального угла отклонения на его крыле закрылков, но и обратно, носовой и хвостовой обтекатели фюзеляжа снабжены соответственно сверху от начала и снизу от конца раскрываемыми продольными проемами, имеющими направляющие для поворота корпуса поворотного вала с винтом соответствующего редуктора, каждая гондола сверху и под ее концом оснащена соответственно форкилем, имеющим до носка крыла аэродинамический гребень, и нижним отклоненным наружу килем, имеющим заднюю кромку, образующую V-образный излом в продольной плоскости с задней кромкой соответствующего вертикального оперения, трапециевидной формы нижние кили и вертикальные оперения, но и цельноповоротный стабилизатор снабжены соответственно скошенными назад, но и вовнутрь законцовками, концевые части крыла, смонтированные по внешним бортам гондол, оснащены на их законцовках гасящими вибрации грузы и выполнены с возможностью раздельного отклонения любой одной из них в вертикальной плоскости на положительные углы, позволяющие при соответствующем отклонении вверх одной из концевых частей среднерасположенного крыла, изменяя массовую симметрию, создавать момент крена (M_х) в сторону другой, не отклоненной концевой его части, трансмиссия, представляющая собой крестообразную в продольной плоскости конфигурацию и включающая наряду с носовым и хвостовым редукторами, обеспечивающими взаимно противоположное вращение переднего и заднего реверсивных винтов, имеет продольные валы, расположенные по обе стороны от плоскости симметрии и параллельно последней и снабженные угловыми редукторами в плане, обеспечивающими соответствующие перегибы к носовому и хвостовому редукторам и смонтированными соосно и входным поперечным валам с одной стороны последних и с противоположной механизму поворота корпуса соответствующего их выходного вала, образуют Г-образные в плане продольно-поперечные системы валов, связывающие носовой и хвостовой редукторы с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два газотурбинных двигателя, имеющих тандемное расположение и рассчитанных на работу при различных уровнях их размещения под и над главным редуктором, смонтированы соответственно от последнего к носовой и хвостовой частям фюзеляжа и выполнены для отбора их взлетной мощности соответственно с задним и передним выводом вала, каждый из последних оснащен угловым в продольной плоскости редуктором с вертикальным валом, обеспечивающим соответствующие вверх и вниз их перегибы к главному редуктору, оснащенному на его входных валах, образуя синхронизирующую систему валов, муфтами сцепления, выдающими, отключая от трансмиссии один любой из двигателей или оба, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации соответственно в самолет или в вертолет с авторотирующими его несущими винтами. Бортовая система управления, включающая основную, оснащена и вспомогательной системой управления, обеспечивающей автоматический возврат его в точку взлета по активизированному маршруту, заносимому в ее оперативную память.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned known multi-purpose remotely piloted helicopter aircraft closest to it are the fact that it is equipped with a fully rotatable stabilizer having the ability to differential deviation of its spaced consoles mounted on the outer side surfaces of the two-fin plumage, forming a longitudinal scheme of a triplane , the bearing surfaces of which are located in the longitudinal plane stepwise, without shading each other, the previous the surface is placed below the subsequent one, as well as the possibility of synchronizing the corresponding rotation of both the rotary shaft housing with the front screw of the nose gear and the corresponding deviation of the all-rotating front horizontal tail unit having a negative transverse angle V, and the rotary shaft housing with the rear screw of the tail gear and the corresponding deviation on its wing flaps, while synchronization is provided in the range of their rotation as at the moment when the angle of deviation of the housing rotary Ala with the front screw of the nose gear becomes equal from the installation angle of attack of the front horizontal tail unit to the permissible angle of attack of the latter, and at the moment when the angle of deviation of the rotary shaft housing with the rear screw of the tail gear becomes the same from the minimum to maximum deflection angle on its wing flaps , but also vice versa, the nose and tail fairings of the fuselage are equipped, respectively, from above from the beginning and from below from the end by disclosing longitudinal openings having and guides for turning the housing of the rotary shaft with the screw of the corresponding gearbox, each nacelle above and below its end is equipped with a forkil, respectively, having an aerodynamic ridge to the toe of the wing, and a lower keel deflected outward, having a trailing edge, forming a V-shaped kink in the longitudinal plane with the rear the edge of the corresponding vertical plumage, trapezoidal shape, the lower keels and vertical plumage, but also the all-turning stabilizer are equipped with beveled back, but also inward ending and, the wing end parts mounted on the outer sides of the nacelles are equipped with vibration-damping weights at their tips and are made with the possibility of separate deflection of any one of them in the vertical plane by positive angles, allowing one to end up with one of the end parts of the mid-winged wing, changing the mass symmetry, create a roll moment (M _x ) in the direction of its other, not deviated end part, transmission, which is a cross-shaped configuration in the longitudinal plane and including Along with the nose and tail gears providing mutually opposite rotation of the front and rear reversing screws, it has longitudinal shafts located on both sides of the plane of symmetry and parallel to the last and equipped with angular gears in plan, providing the corresponding bends to the nose and tail gears and mounted coaxially and input transverse shafts on one side of the latter and with the opposite mechanism of rotation of the housing of their corresponding output shaft, form L-shaped in plan longitudinal-transverse shaft systems connecting the bow and tail gears with the main gearbox driven by the power plant, including two gas turbine engines, having a tandem arrangement and designed to work at different levels of their placement under and above the main gearbox, are mounted respectively from the latter to the bow and the rear parts of the fuselage and are made for the selection of their take-off power, respectively, with the rear and front output of the shaft, each of the latter is equipped with a gearbox angular in the longitudinal plane with a vertical shaft providing their bends corresponding up and down to the main gearbox, equipped on its input shafts, forming a synchronizing shaft system, with clutches that issue, disconnecting from the transmission, either one of the engines or both, the control signal for automatically changing the flight configuration, respectively into an airplane or a helicopter with rotors that rotate it. The onboard control system, including the main one, is also equipped with an auxiliary control system that automatically returns it to the take-off point along an activated route recorded in its RAM.

Благодаря наличию этих признаков это позволит при переходных маневрах повысить как путевую и устойчивость по крену, так и продольную стабильность и управляемость, а дублирование системы управления с автоматическим возвратом его в точку взлета по активизированному маршруту, автоматически заносимому в ее оперативную память, - надежность дорогостоящего беспилотного вертолета-самолета, оснащенного цельноповоротным стабилизатором, разнесенные дифференциально отклоняемые консоли которого смонтированы по внешним боковым поверхностям двухкилевого оперения, снабжен возможностью при соответствующем повороте корпуса поворотного вала с передним винтом носового редуктора и синхронного соответствующего поворота цельноповоротного ПГО. Это позволит, образуя продольную схему триплана, использовать систему продольной устойчивости взаимодействием трех поверхностей, расположенных в продольной плоскости ступенчато так, что, не затеняя друг друга, предыдущая поверхность размещена ниже последующей. При этом пара поверхностей: цельноповоротное ПГО - крыло обеспечивают 75% необходимой устойчивости, а остальные 25% дополняются разнесенным цельноповоротным стабилизатором. Это позволит, программируя опережающий срыв потока на цельноповоротном ПГО, чем на крыле, уменьшить продольную дестабилизацию. Это достигается тем, что установочный угол такого ПГО, имеющего отрицательный угол поперечного V, устанавливается больше на 3…6^о установочного угла атаки крыла. При этом срыв потока будет происходить постепенно и медленно, не переходя в пикирование. В противном случае, если срыв потока на крыле происходит раньше, чем на таком ПГО, то происходит резкое кабрирование и при таком «подхвате» теряется скорость и падение неизбежно. Концевые части крыла, смонтированные по внешним бортам гондол, выполнены с возможностью раздельного отклонения любой одной из них в вертикальной плоскости на некоторые положительные углы, позволяющие при соответствующем отклонении вверх одной из концевых частей крыла, изменяя массовую симметрию, создавать момент крена (M_х) в сторону другой не отклоненной концевой части. Это позволит при висении изменять поперечную балансировку при одновременном соответствующем изменении шага переднего винта, обеспечивающего при этом продольную стабилизацию в связи с изменяемой продольной балансировкой. Трансмиссия представляет собой крестообразную в продольной плоскости конфигурацию, включает наряду с носовым и хвостовым редукторами, обеспечивающими взаимно противоположное вращение переднего и заднего винтов, и оснащена двумя Г-образными в плане продольно-поперечными системами валов, первые части которых расположены по обе стороны от плоскости симметрии, связывающими носовой и хвостовой редукторы с главным редуктором, приводимым двумя газотурбинными двигателями, имеющими тандемно-ярусное расположение и смонтированными под и над главным редуктором, оснащенным на его входах муфтами сцепления, выдающими, отключая один любой из двигателей или оба, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации соответственно в самолет или в вертолет с авторотирующими его несущими винтами. Это позволит повысить безопасность полетов и использовать газотурбинные двигатели меньших габаритов в их поперечнике, что обеспечит уменьшение как миделя фюзеляжа, так ширину носового и хвостового обтекателей и предопределит меньшее затенение поворотных винтов при вертикальном взлете, посадке и висении. Кроме того, при висении, максимально отклоняя вверх цельноповоротное ПГО и вниз закрылки крыла, это позволит уменьшить на 7% потери вертикальной тяги винтов. В крейсерском полете, используя один из двух двигателей, это позволит увеличить наработку на отказ двигателей, повысить безотказность.Due to the presence of these signs, this will make it possible to increase both track and roll stability and longitudinal stability and controllability during transitional maneuvers, and duplication of the control system with its automatic return to the take-off point along an activated route, automatically entered into its RAM, is the reliability of an expensive unmanned helicopter-aircraft equipped with a full-swivel stabilizer, spaced differential-deflecting console which is mounted on the outer side surfaces of the doors ukkilevogo plumage, is equipped with the possibility of a corresponding rotation of the housing of the rotary shaft with the front screw of the nose gear and synchronous corresponding rotation of the all-rotated PGO. This will allow, using the longitudinal scheme of the triplane, to use the system of longitudinal stability by the interaction of three surfaces located in the longitudinal plane in steps so that, without shading each other, the previous surface is placed below the next one. At the same time, a couple of surfaces: a fully rotatable PGO - wing provide 75% of the necessary stability, and the remaining 25% are supplemented by a spaced apart rotatable stabilizer. This will allow, by programming the forward flow stall on a fully rotatable PGO than on the wing, to reduce the longitudinal destabilization. This is achieved by the fact that the installation angle of such a PGO having a negative transverse angle V is set to 3 ... 6 ^{about the} installation angle of attack of the wing. In this case, the stall will occur gradually and slowly, without going into a dive. Otherwise, if the stall of the flow on the wing occurs earlier than on such a PGO, then a sharp cabling occurs and with this "pickup" speed is lost and a fall is inevitable. The end parts of the wing mounted on the outer sides of the nacelles are made with the possibility of separate deviation of any one of them in the vertical plane to some positive angles, which, with a corresponding deflection upward of one of the end parts of the wing, changing the mass symmetry, create a roll moment (M _x ) in side of the other not deviated end part. This allows you to change the lateral balancing while hanging, while simultaneously changing the pitch of the front screw, which provides longitudinal stabilization in connection with the variable longitudinal balancing. The transmission is a cross-shaped in the longitudinal plane, includes along with the nose and tail gears providing mutually opposite rotation of the front and rear screws, and is equipped with two L-shaped in terms of longitudinally transverse shaft systems, the first parts of which are located on both sides of the plane of symmetry connecting the bow and tail gears with the main gearbox driven by two gas turbine engines, having a tandem-tier arrangement and mounted under and above the main gearbox equipped with clutches at its inputs, issuing, disabling one of either of the engines or both, a control signal for automatically changing the flight configuration, respectively, to the plane or to the helicopter with its main rotors. This will improve flight safety and use gas turbine engines of smaller dimensions across, which will reduce both the midship of the fuselage and the width of the nose and tail fairings and predetermine less shadowing of the rotary screws during vertical take-off, landing and hovering. In addition, when hovering, maximally deflecting upward the full-swing PGO and down the wing flaps, this will reduce the loss of vertical propeller thrust by 7%. In cruising flight, using one of the two engines, this will increase the MTBF, increase reliability.

Предлагаемое изобретение многоцелевого беспилотного вертолета-самолета (БПВС) и варианты его использования представлены на фиг.1 и 2.The present invention is a multi-purpose unmanned helicopter-aircraft (BPVS) and options for its use are presented in figures 1 and 2.

На фиг.1 изображен многоцелевой БПВС в вертолетоподобной полетной конфигурации, общий вид сбоку, с расположением поворотных винтов в двухвинтовой продольной схеме на режимах его вертикального взлета, посадки и висения.Figure 1 shows a multipurpose airborne missile defense system in a helicopter-like flight configuration, a general side view, with the location of the rotary screws in a twin-screw longitudinal scheme in the modes of its vertical take-off, landing and hovering.

На фиг.2 изображен многоцелевой БПВС в полетной конфигурации самолета, общий вид сверху, с тандемным расположением поворотных винтов переднего и заднего в двухвинтовой движительной системе на крейсерских режимах его полета.Figure 2 shows a multipurpose airborne missile defense system in the flight configuration of the aircraft, a General view from above, with the tandem arrangement of the rotary screws of the front and rear in a twin-screw propulsion system at cruising flight modes.

Многоцелевой беспилотный вертолет-самолет, выполненный по продольной схеме триплана блочно-модульной конструкции и представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляж 1, имеющий удобообтекаемую S-образную форму в плоскости симметрии с подфюзеляжным и боковыми воздухозаборниками соответственно переднего и заднего двигателей. Среднерасположенное крыло 2, имеющее впереди его наплывы 3 с переменной стреловидностью, плавно переходящие в концевые части 4 крыла 2 и объединяющие фюзеляж 1 и крыло 2 в единую плавно образованную конструкцию (см. фиг.2). Перед наплывами 3 смонтировано с отрицательным углом поперечного V цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ЦПГО) 5. Гондолы 6 соединяют крыло 2 с двухкилевым оперением 7, имеющим рули направления 8. Трапециевидное крыло 2 со стреловидностью по передней кромке, оснащенное закрылками 9 по всему размаху, снабжено раздельно отклоняемыми (для поперечного управления при висении) концевыми частями 4, имеющими на их законцовках гасящие вибрации грузы 10 - контейнеры систем радиоэлектронной борьбы (РЭБ) или топливные баки. Разнесенные дифференциально отклоняемые консоли цельноповоротного стабилизатора (ЦПС) 11 смонтированы по внешним боковым поверхностям двухкиливого оперения 7. При этом консоли ЦПС 11 и концевые части 4 крыла 2 выполнены отклоняющимися вверх для удобства размещения на палубе (ангаре) и с возможностью эксплуатации на кораблях. Силовая установка (СУ), расположенная в центральной части фюзеляжа 1, смонтирована в моторном отсеке, который изолирован от других противопожарными перегородками, имеет газотурбинные двигатели (ГТД), установленные с максимальной их простотой обслуживания и эксплуатации. Мощность от ГТД передается поворотным винтам посредством системы трансмиссии, связанной с носовым и хвостовым редукторами. Выходной вал первого снабжен возможностью его поворота с передним винтом 12 относительно оси редуктора вверх от горизонтального положения вдоль плоскости симметрии, а выходной вал второго редуктора с задним винтом 13 - вниз синхронно первому (см. фиг.1). При этом реверсивные винты 12 и 13, выполненные с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью изменения углов их установки, смонтированы в носовом и хвостовом обтекателях 14, имеющих соответственно сверху от начала и снизу от конца раскрываемые продольные проемы 15, снабженные направляющими для поворота корпуса поворотного вала с винтом соответствующего редуктора. Поворот трехлопастных винтов 12 и 13, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета двухвинтовой продольной схемы в самолет с тандемным расположением винтов, осуществляется с помощью электромеханических приводов. Трансмиссия представляет собой крестообразную в продольной плоскости конфигурацию, наряду с носовым и хвостовым редукторами, расположенными в соответствующих обтекателях 14 фюзеляжа 1, оснащена двумя Г-образными в плане продольно-поперечными системами валов, первые части которых расположены по обе стороны от плоскости симметрии, связывающими носовой и хвостовой редукторы с главным редуктором, приводимым двумя ГТД. При этом двигатели, имея тандемно-ярусное расположение, размещены под и над главным редуктором, смонтированы соответственно от последнего к носовой и хвостовой частям фюзеляжа 1 и выполнены для отбора взлетной их мощности соответственно с задним и передним выводами вала. Каждый из последних оснащен угловым в продольной плоскости редуктором, обеспечивающим с синхронизирующей вертикальной системой валов соответствующие вверх и вниз их перегибы к входным валам главного редуктора. Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет в крейсерском полете муфтами сцепления отключение любого избыточного ГТД или одного из них при отказе (на фиг.1 и 2 не показаны). В случае отказа двух двигателей СУ возможна автоматическая посадка в конфигурации вертолета на режиме авторотации его несущих винтов 12 и 13. Каждая гондола 6 сверху и под ее концом оснащена соответственно форкилем 16, имеющим до носка крыла 2 аэродинамический гребень, и нижним, повышая путевую и устойчивость по крену, отклоненным наружу килем 17. Трапециевидной формы и нижние кили 17, и вертикальные оперения 7, но и консоли ЦПС 11 снабжены, исключая гасящие вибрации грузы, скошенными соответственно назад, но и вовнутрь законцовками. На гондолах 6, продленных от носка крыла 2 и за заднюю его кромку, смонтировано двухкилевое оперение 7 с нижними килями 17, которые, закрывая полностью по бокам задний винт 13, уменьшают опасность для обслуживающего персонала. В передних окончаниях каждой гондолы 6, имеющей в нижней части отсек для опоры главного шасси, смонтированы две ТВ камеры 18 переднего обзора. Для размещения целевой нагрузки - оптико-электронной, радиотехнической и разведывательной аппаратуры (для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени), а также широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу предусмотрен в фюзеляже 1 отсек 19. Причем в состав данного оборудования могут входить автоматический радиопеленгатор, автопилот и системы РЭБ с пассивными и активными средствами. При этом дальность связи может составлять по радиоканалу закрытой связи и прямой радиовидимости на удалении от базовой автоматизированной станции до 540 км при высоте его полета не ниже 12500 м, а по спутниковому или мобильному каналу - в зоне их действия. Трехопорное убирающееся шасси, носовая опора с колесом 20 убирается в отсек подфюзеляжного воздухозаборника 21 переднего ГТД, главные боковые опоры с колесами 22 - в отсеки разнесенных гондол 6.A multi-purpose unmanned helicopter-plane, made according to the longitudinal scheme of the triplane of a block-modular design and shown in Figs. 1 and 2, contains a fuselage 1 having a streamlined S-shape in the plane of symmetry with the front and rear air vents of the front and rear engines respectively. The mid-wing 2, with forward sweeps 3 with variable sweep in front of it, smoothly passing into the end parts 4 of wing 2 and combining the fuselage 1 and wing 2 into a single smoothly formed structure (see figure 2). Before influxes 3, a one-turn front horizontal tail assembly (CPSC) 5 is mounted with a negative transverse V angle 5. The nacelles 6 connect the wing 2 with the two-pitch tail 7 having rudders 8. The trapezoidal wing 2 with sweep along the leading edge, equipped with flaps 9 around the entire range, is equipped with separately deflected (for lateral control during hovering) end parts 4 having vibration damping goods at their tips 10 - electronic warfare systems (EW) containers or fuel tanks. The spaced differential-deflectable consoles of the all-turning stabilizer (DSP) 11 are mounted on the outer side surfaces of the two-winged plumage 7. In this case, the DSP consoles 11 and the end parts 4 of the wing 2 are made upward deflecting for ease of placement on the deck (hangar) and with the possibility of operation on ships. The power plant (SU), located in the central part of the fuselage 1, is mounted in the engine compartment, which is isolated from other firewalls, has gas turbine engines (GTE) installed with the maximum ease of maintenance and operation. The power from the gas turbine engine is transmitted to the rotary screws through a transmission system associated with the bow and tail gears. The output shaft of the first is provided with the possibility of its rotation with the front screw 12 relative to the axis of the gearbox upwards from a horizontal position along the plane of symmetry, and the output shaft of the second gearbox with the rear screw 13 is downward synchronously with the first (see figure 1). At the same time, reversible screws 12 and 13, made with rigid fastening of carbon- and fiberglass blades and the ability to change the angles of their installation, are mounted in the nose and tail fairings 14, which have, respectively, from above from the beginning and from below from the end, longitudinal openings 15 provided with guides for rotation rotary shaft housing with the screw of the corresponding gearbox. The rotation of the three-bladed propellers 12 and 13, converting its flight configuration from a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme to an airplane with a tandem arrangement of propellers, is carried out using electromechanical drives. The transmission is a cross-shaped configuration in the longitudinal plane, along with the nose and tail gears located in the corresponding fairings 14 of the fuselage 1, equipped with two L-shaped in terms of longitudinally transverse shaft systems, the first parts of which are located on both sides of the symmetry plane connecting the bow and tail gearboxes with a main gearbox driven by two gas turbine engines. In this case, the engines, having a tandem-tier arrangement, are located under and above the main gearbox, mounted respectively from the latter to the fore and aft parts of the fuselage 1 and are designed to select their take-off power, respectively, with the rear and front shaft ends. Each of the latter is equipped with a gearbox angular in the longitudinal plane, providing, with a synchronizing vertical shaft system, their bends corresponding up and down to the input shafts of the main gearbox. The excessive thrust-to-weight ratio of the SU, providing vertical take-off, landing and hovering, predetermines the shutdown of any excess gas turbine engine or one of them in case of failure during cruise clutch flight (not shown in Figs. 1 and 2). In the event of failure of two SU engines, it is possible to automatically land in the helicopter configuration in the autorotation mode of its rotors 12 and 13. Each nacelle 6 is equipped with a fork 16, having an aerodynamic ridge to the wing tip 2, and a lower one, increasing the track and stability along the roll, deflected outward by the keel 17. The trapezoidal shape and the lower keels 17, and the vertical tail 7, but also the consoles of the DSP 11 are equipped, excluding vibration damping loads, beveled respectively backwards, but also inwards with tips. On the nacelles 6, extended from the nose of the wing 2 and beyond its rear edge, a two-keel plumage 7 with lower keels 17 is mounted, which, covering the rear screw 13 completely on the sides, reduce the danger for maintenance personnel. At the front ends of each nacelle 6, which has a compartment for supporting the main chassis at the bottom, two front-view TV cameras 18 are mounted. To accommodate the target load - optical-electronic, radio-technical and reconnaissance equipment (for field reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time), as well as a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via a television radio channel, 1 compartment 19 is provided in the fuselage. the composition of this equipment may include an automatic direction finder, autopilot and electronic warfare systems with passive and active means. Moreover, the communication range can be up to 540 km at a distance of up to 540 km from the base automated station by radio channel of closed communication and direct radio visibility, and by satellite or mobile channel in their coverage area. The tricycle retractable landing gear, the nose support with the wheel 20 is retracted into the compartment of the front fuselage air intake 21 of the front cargo engine, the main side supports with wheels 22 are placed into the compartments of the spaced gondolas 6.

Управление многоцелевым БПВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поворотных винтов переднего 12 и заднего 13 и отклонением концевых частей 4 крыла 2 и рулевых поверхностей 5, 8 и 11, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и ЦПГО 5, горизонтальная тяга - винтами 12 и 13, на режиме висения только винтами 12 и 13, на режиме перехода - крылом 2, ЦПГО 5 и винтами 12 и 13. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) раскрываются проемы 15 и затем ЦПГО 5 и закрылки 9 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов винтов 12 и 13 вдоль плоскости симметрии от горизонтального положения, отклоняясь соответственно вверх и вниз, устанавливаются вертикально (см. фиг.1). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (M_z), то он парируется отклонением консолей ЦПС 11, создающих, работая в зоне вихрей от обдува наплывов 3, парирующую силу. После установки поворотных винтов переднего 12 и заднего 13 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них винты 12 и 13, имея взаимно противоположное их вращение, образуют под БПВС область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки, и тем самым повышают их эффективность. Поворотные реверсивные винты 12 и 13 отклоняются от горизонтального положения вверх и вниз на угол 90° и 65° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) БПВС на вертолетных и самолетных режимах его полета. Для соответствующей посадки БПВС на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 20 и 22 убирающегося шасси.The control of the multipurpose air defense system is provided by the general and differential change in the pitch of the front 12 and rear 13 rotary screws and the deviation of the end parts 4 of the wing 2 and the steering surfaces 5, 8 and 11 working in the area of active blowing of these screws. During cruise flight, the lifting force is generated by wing 2 and TsPGO 5, in horizontal thrust by screws 12 and 13, in hovering mode only by screws 12 and 13, in transition mode - by wing 2, TsPGO 5 and screws 12 and 13. When switching to vertical take-off landing (hanging), openings 15 are opened and then TsSPGO 5 and flaps 9 are deflected to their maximum angles synchronously with turns of screws 12 and 13 along the plane of symmetry from the horizontal position, deviating up and down, respectively, are installed vertically (see figure 1). When switching from an airplane flight mode to a hovering mode and if there is a pitch moment (M _z ), it is countered by the deviation of the CPS consoles 11, which create, while working in the vortex zone from the influx blowing 3, a parry force. After installing the front 12 and rear 13 rotary screws in a vertical position along the lines of their vertical thrust, helicopter flight modes are possible. With approaching the surface of the earth (the deck of the ship) and flying near them, the screws 12 and 13, having their rotation opposite to each other, form a region of compressed air under the air supply system, creating the effect of an air cushion, and thereby increase their efficiency. Rotary reversible screws 12 and 13 deviate from a horizontal position up and down by an angle of 90 ° and 65 °, respectively, with vertical take-off (landing) and take-off with a short take-off (landing with short mileage) of the airborne combat aircraft in helicopter and aircraft flight modes. For the appropriate landing of the airborne combat vehicles on the earth's surface (deck of the ship), wheels 20 and 22 of the retractable landing gear are used.

При висении на вертолетных режимах полета продольное управление БПВС осуществляется как у вертолета продольной схемы изменением шага винтов переднего 12 и заднего 13, путевое управление - изменением крутящих моментов этих винтов. Поперечное управление обеспечивается соответствующим отклонением вверх одной из концевых частей 4 (продольная схема триплана, уменьшая продольную его дестабилизацию, в полной мере этому способствует), изменяя массовую симметрию, создает момент крена (M_х) в сторону другой не отклоненной концевой части 4 крыла 2, изменяющий поперечную балансировку при висении. Отсутствие при висении перекрытия переднего 12 и заднего 13 винтов также значительно снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета два поворотных винта 12 и 13 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.2). После чего закрываются проемы 15 и производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 8. Продольное или поперечное управление может осуществляться ЦПГО 5, симметричным или дифференциальным отклонением консолей ЦПС 11 соответственно. На самолетных режимах полета БПВС при создании горизонтальной тяги его передний винт 12 имеет взаимно противоположное вращение с задним винтом 13 и тем самым весьма повышает эффективность винтомоторной группы. При его полетной вертолетоподобной конфигурации двухвинтовой продольной схемы реактивные моменты от поворотных винтов 12 и 13, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения.When hovering in helicopter flight modes, the longitudinal control of the air defense system is carried out as in a helicopter of the longitudinal scheme by changing the pitch of the front 12 and rear 13 screws, and the directional control is by changing the torques of these screws. Transverse control is provided by a corresponding upward deflection of one of the end parts 4 (the longitudinal scheme of the triplane, reducing its longitudinal destabilization, fully contributes to this), changing the mass symmetry, creates a roll moment (M _x ) in the direction of the other non-deviated end part 4 of the wing 2, changing lateral balancing when hanging. The absence of the front 12 and rear 13 screws when hanging the ceiling also significantly reduces harmful interference and increases their filling, which, in turn, significantly reduces the problem of flow stall. After vertical take-off and climb to switch to airplane flight mode, two rotary screws 12 and 13 are synchronously installed in a horizontal position (see figure 2). After that, the openings 15 are closed and a cruise flight is performed, in which the directional control is provided by rudders 8. The longitudinal or lateral control can be carried out by the central control center 5, by symmetric or differential deviation of the central control console 11 respectively. In aircraft flight modes, the BPS when creating horizontal thrust, its front rotor 12 has a mutually opposite rotation with the rear rotor 13 and thereby greatly improves the efficiency of the propeller group. With its flight helicopter-like configuration of a twin-screw longitudinal scheme, the reactive moments from the rotary screws 12 and 13, used as rotors, are completely compensated for by their mutually opposite rotation.

Таким образом, многоцелевой БПВС, выполненный по продольной схеме триплана с передним и задним поворотными винтами, двухкилевым оперением и разнесенными консолями цельноповоротного стабилизатора, представляет собой беспилотный конвертоплан. При этом поворотные реверсивные винты с жестким креплением лопастей, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают как необходимые управляющие моменты, так и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем ЦПГО находится впереди крыла и создает дополнительную подъемную силу и разгружает его, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ БПВС возможность легко реализовать как вертикальный взлет и посадку (ВВП), так и короткий взлет и вертикальную посадку (КВВП). Последнее весьма важно при палубном базировании, т.к. обеспечивает короткий взлет (достаточно и 60…70 м) с максимальным его весом и вертикальную его посадку (на площадку 11×15 м) пустого на палубу авианесущего корабля (АНК).Thus, the multi-purpose BPVS, made according to the longitudinal scheme of the triplane with front and rear rotary screws, two-fin plumage and spaced-apart consoles of the all-turning stabilizer, is an unmanned tiltrotor. At the same time, rotary reversible screws with rigid fastening of the blades, creating vertical and corresponding deviation of horizontal traction, provide both the necessary control moments and the reduction of the distance when landing with mileage. Moreover, the TsSPGO is in front of the wing and creates additional lifting force and unloads it, which determines, along with the high thrust-weight ratio of SU BPVS, the ability to easily realize both vertical take-off and landing (GDP), and short take-off and vertical landing (KVVP). The latter is very important when decking, as provides a short take-off (60… 70 m is enough) with its maximum weight and its vertical landing (on a platform of 11 × 15 m) of an aircraft-carrying ship (ANC) empty on the deck.

Поскольку из-за сложности реализации палубного базирования беспилотных реактивных самолетов, например мод. «Х-45А» фирмы «Boeing» (США), то, по-прежнему, за рубежом широко проводятся исследования по оптимизации возможности преобразования полетной конфигурации беспилотных конвертопланов, которые зачастую могут основываться на использовании концепции продольной схемы триплана и тандемного расположения поворотных реверсивных винтов, смонтированных в носовой и хвостовой частях фюзеляжа. Поэтому именно турбовинтовые БПВС могут обеспечить необходимые и достаточно повышенные боевые свойства. Повышение боевой мощи таких БПВС достигается за счет сверхманевренности, повышения скорости и массы боевой нагрузки, но и способности решения как истребительных, так и разведывательно-ударных задач, а также обнаружения целей и ретрансляции разведданных. Повышение выживаемости БПВС может быть реализовано за счет существенного снижения его заметности, обеспечения кругового помехового поля и огневого поражения средств ПВО, а также за счет реализации трех безусловных «будь»: будь на постоянной связи, будь автоматически (по заданной программе) и дистанционно управляемым и будь автоматически (по активизированному маршруту) возвращаемым. Повышение мобильности и применимости турбовинтовых БПВС может обеспечиваться за счет реализации режима большой дозвуковой скорости и их наземного, корабельного и аэродромного или палубного базирования. Причем наиболее актуальным для этих целей может стать первоочередное освоение легкого БПВС с турбовинтовыми двигателями мод. СТ7-9 В, обеспечивающего с использованием технологии ВВП и КВВП дальность полета 3300 и 4950 км при целевой нагрузке 1350 и 2700 кг соответственно. При этом высота его полета при максимальных скоростях, соответствующих числу М=0,8, может составить до 12500 м. Поэтому многофункциональные возможности турбовинтовых БПВС должны и предопределить их широкое использование в составе беспилотных вертолетно-самолетных комплексов наземного и корабельного исполнений. Это позволит перейти как к концепции армейской авиации ВВП, так и к концепции освоения средних малозаметных АПК и вертолетоносцев, но и реализовать совместное боевое их применение с пилотируемыми вертолетами-самолетами, что может являться безусловным противотанковым и противокорабельным винтокрылым приоритетом сухопутных войск и военно-морских сил.Because due to the complexity of the implementation of deck-based unmanned jet aircraft, for example mod. “X-45A” of the company “Boeing” (USA), studies are still being conducted abroad to optimize the possibility of converting the flight configuration of unmanned convertibles, which can often be based on the use of the concept of a longitudinal scheme of a triplane and the tandem arrangement of rotary reversible screws, mounted in the nose and tail of the fuselage. Therefore, it is turboprop BPVS that can provide the necessary and sufficiently enhanced combat properties. An increase in the combat power of such airborne combat vehicles is achieved due to over-maneuverability, an increase in the speed and mass of the combat load, but also the ability to solve both fighter and reconnaissance-strike missions, as well as target detection and relaying of intelligence. Improving the survivability of the air defense system can be realized by significantly reducing its visibility, providing a circular jamming field and fire damage to air defense systems, as well as by implementing three unconditional “be”: be in constant communication, be automatically (according to a given program) and remotely controlled and be automatically (on the activated route) returned. Improving the mobility and applicability of turboprop airborne combat missiles can be achieved through the implementation of high subsonic speed and their ground, ship and airfield or deck based. Moreover, the most relevant for these purposes may be the primary development of a light airborne military fuel with turboprop engines. ST7-9 V, which provides flight range of 3300 and 4950 km with a target load of 1350 and 2700 kg using the technology of GDP and KVVP, respectively. Moreover, its flight altitude at maximum speeds corresponding to the number M = 0.8 can be up to 12500 m.Therefore, the multifunctional capabilities of turbo-propelled airborne propulsion systems should also predetermine their widespread use as part of unmanned helicopter-aircraft complexes of ground and ship versions. This will make it possible to go both to the concept of army GDP GDP, and to the concept of developing medium low-viscous agribusiness and helicopter carriers, but also to implement their joint combat use with manned helicopter aircraft, which can be an unconditional anti-tank and anti-ship helicopter priority of the ground forces and naval forces .

ЛитератураLiterature

1. Дуров Д.С. Многоцелевой дистанционно пилотируемый вертолет-самолет (Патент РФ №2008105144), 11.02.2008 г.1. Durov D.S. Multipurpose remotely piloted helicopter aircraft (RF Patent No. 2008105144), 02/11/2008

Claims

A high-speed unmanned helicopter-plane, which is a monoplane with a fully rotatable front horizontal tail, containing a two-wing tail mounted to the wing consoles on the nacelles, a short fuselage, a transmission including a main gearbox with connecting shafts that transmit torque from the power plant engine to the nose and tail gears with front and rear location of the output rotary shafts, respectively, with pulling and pushing screws, providing horizontal and deflecting up and down vertical traction, a three-leg retractable wheeled chassis with a bow auxiliary and main side supports, characterized in that it is equipped with a one-turn stabilizer having the ability to differentially deflect its spaced consoles mounted on the outer side surfaces of the two-fin plumage, forming a longitudinal scheme of a triplane, the bearing surfaces of which are located in the longitudinal plane stepwise, without shading each other, the previous surface is located below the next, as well as the ability to synchronize the corresponding rotation, as the housing of the rotary shaft with the front screw of the nose gear and the corresponding deviation of the all-rotating front horizontal tail unit having a negative transverse angle V, and the housing of the rotary shaft with the rear screw of the tail gear and the corresponding deviation on the wing flaps, this synchronization is ensured in the range of their rotation as at the moment when the angle of deviation of the housing of the rotary shaft with the front screw of the bow eduktora becomes equal-setting angle of attack tselnopovorotnogo canards to last allowable angle of attack, and when the deflection angle of the rotary shaft main body with the rear of the tail rotor gearbox becomes equal-from minimum to maximum deflection angle for the wing flaps, but also the back; the nose and tail fairings of the fuselage are equipped respectively from above from the beginning and from below from the end by disclosing longitudinal openings having guides for turning the housing of the rotary shaft with the screw of the corresponding gearbox; each nacelle above and below its end is equipped with a forkil, respectively, having an aerodynamic ridge to the wing toe, and a lower keel deflected outward, having a trailing edge, forming a V-shaped kink in the longitudinal plane with the trailing edge of the corresponding vertical plumage, trapezoidal lower keels and vertical plumage and the all-turning stabilizer are equipped with correspondingly beveled back, but also inside the wingtips, the end parts of the wing mounted on the outer sides of the nacelles are equipped on their tips syaschimi vibration loads and arranged to separate the deviation of any one of them in a vertical plane by positive angles, allowing an appropriate deflection upwards of one of the end portions of mid-wing, changing the mass symmetry create roll moment (M _x) toward other not deflected end its parts; transmission, which is a cross-shaped in the longitudinal plane configuration and including, along with the nose and tail gears, providing mutually opposite rotation of the front and rear reversing screws, longitudinal shafts located on both sides of the plane of symmetry and parallel to the latter and equipped with angular gears in plan, providing appropriate kinks to the nose and tail gears and transverse shafts mounted coaxially with the input transverse shafts on one side of the latter and opposite the mechanism of rotation of the body of the corresponding output shaft, they form L-shaped in plan longitudinal-transverse shaft systems connecting the nose and tail gears to the main gearbox driven by the power plant, including two gas turbine engines having a tandem arrangement and designed to work at different levels of placement under and above the main gearbox, mounted respectively from the latter to the fore and aft parts of the fuselage and made to select their take-off power, respectively, with the rear and rear With the middle shaft outputs, each of the latter is equipped with a gearbox with a vertical shaft that is angular in the longitudinal plane, providing their kinks corresponding up and down to the main gearbox, equipped on its input shafts, forming a synchronizing shaft system, with clutch couplings that release one of the transmission from the transmission engines, or both, a control signal for automatically changing the flight configuration, respectively, to an airplane or to a helicopter with rotors that rotate it; the onboard control system, including the main one, is equipped with an auxiliary control system that automatically returns it to the take-off point along an activated route recorded in its RAM.