RU2521090C1 - High-speed turboelectric helicopter - Google Patents

High-speed turboelectric helicopter Download PDF

Info

Publication number
RU2521090C1
RU2521090C1 RU2013127080/11A RU2013127080A RU2521090C1 RU 2521090 C1 RU2521090 C1 RU 2521090C1 RU 2013127080/11 A RU2013127080/11 A RU 2013127080/11A RU 2013127080 A RU2013127080 A RU 2013127080A RU 2521090 C1 RU2521090 C1 RU 2521090C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
wing
screws
flight
power
Prior art date
Application number
RU2013127080/11A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Сергеевич Дуров
Original Assignee
Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дмитрий Сергеевич Дуров filed Critical Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority to RU2013127080/11A priority Critical patent/RU2521090C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2521090C1 publication Critical patent/RU2521090C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: aircraft engineering.
SUBSTANCE: proposed helicopter features three-rotor tier structure with two propellers in circular ducts at turning outer wings and rotor arranged there above. Gas turbine engine transmit torque via main gear and transmission shafts to push and pull screws in circular ducts. Besides its has gas jet fins of crosswise and lengthwise control. Helicopter allows conversion of three-rotor design with different-size rotors to single-rotor design with large-diameter track rotor and small-diameter push rotor and to autogiro with push and track screws. These comprise rotor and short low wing with saw-like training edge. Outer wings can turn through 0 to 100 degrees while circular channels made in wind tips can turn relative to appropriate outer wing through αw=±15°. Power plant is composed of parallel-serial hybrid power drive.
EFFECT: decreased required power consumed at track balancing in hovering, improved track and lengthwise controllability.
2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных и скоростных турбоэлектрических вертолетов с ярусным расположением несущих винтов в двух меньших в поворотных кольцевых каналах и один больший над ними, обеспечивающих возможность выполнения технологии вертикального или короткого взлета и посадки, но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП) для наземного или аэродромного, но и палубного базирования.The invention relates to the field of aeronautical engineering and for the creation of unmanned and high-speed turboelectric helicopters with a tiered arrangement of rotors in two smaller rotary annular channels and one larger above them, providing the possibility of performing technology of vertical or short take-off and landing, but also short take-off and vertical landing (KVVP) for ground or airfield, but also deck based.

Известен экспериментальный электрический вертолет модели Firefly компании «Sikorsky» (США), выполненный по одновинтовой несущей схеме с трехлопастным несущим и двухлопастным рулевым винтами, содержит силовую установку, включающую электродвигатель, передающий крутящий момент через валы трансмиссии на несущий и рулевой винты, вертикальный стреловидный киль с рулевым винтом, смонтированным над хвостовой балкой, снабженной впереди киля горизонтальным оперением, полозковое шасси, оснащенное колесами для рулежки по земле.A well-known experimental electric helicopter model Firefly company "Sikorsky" (USA), made according to a single-rotor supporting circuit with a three-blade main and two-blade tail rotors, contains a power plant, including an electric motor that transmits torque through the transmission shafts to the main and tail rotors, a vertical swept keel with a tail rotor mounted above the tail boom, equipped with horizontal tail in front of the keel, a skid gear equipped with steering wheels on the ground.

Признаки, совпадающие - наличие одновинтовой несущей схемы с рулевым винтом и однодвигательной силовой установки с электромотором, передающим через валы трансмиссии взлетную мощность трехлопастному несущему и двухлопастному рулевому винтам, обеспечивающим перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации при его поступательном горизонтальном полете. Вращение несущего и рулевого винтов - синхронизирующее. Электровертолет Sikorsky Firefly, выполненный на базе вертолета классической конструкции с рулевым винтом модели S-300C, имеет двухсотсильный электродвигатель, который крепится на проверенную временем раму модели Hughes 269. Две установленные по бокам фюзеляжа литиево-ионные полимерные батареи весом 265 кг способны выдать до 135 ампер-часов - этого вполне достаточно для того, чтобы этот экспериментальный электровертолет после выполнения вертикального взлета и посадки мог выполнить самый энергозатратный этап полета - зависание в воздухе продолжительностью до 15 минут.Signs that coincide - the presence of a single-rotor bearing circuit with a tail rotor and a single-engine power unit with an electric motor transmitting take-off power through the transmission shafts to a three-blade main and two-blade steering screws, providing movement up-down, forward-backward, left-right and in any combination when translational horizontal flight. Rotation of the main and tail rotors is synchronizing. The Sikorsky Firefly electric helicopter, based on a classic-style helicopter with a S-300C tail rotor, has a two-horsepower electric motor that is mounted on a Hughes 269. time-tested frame. Two 265 kg lithium-ion polymer batteries mounted on the sides of the fuselage can produce up to 135 amperes -hours - this is enough to ensure that this experimental electric helicopter, after performing vertical take-off and landing, can perform the most energy-consuming stage of flight - hovering in the air for a long time to five to 15 minutes.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем в виде несущего трехлопастного 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 электрического вертолета включает один электродвигатель и тем самым снижает надежность крейсерского полета при его отказе; третья - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты до 10-14% 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 электровертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Все это и ограничивает возможность коммерческого использования с непрерывным полетом вертолета не менее одного часа, а также дальнейшего повышения максимальной скорости полета и скороподъемности, но и показателей транспортной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propulsion device in the form of a three-bladed 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 electric helicopter includes one electric motor and thereby reduces the reliability of a cruise flight in case of failure; the third is that in a helicopter of a single-rotor supporting circuit there are unproductive costs of up to 10-14% of the power plant power to drive the tail rotor, the need for a tail boom and tail gear 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 is up to 15 ... 20% of the weight of an empty electric helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. All this limits the possibility of commercial use with a continuous flight of the helicopter for at least one hour, as well as a further increase in maximum flight speed and climb, but also indicators of transport efficiency.

Известен беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) фирмы Agusta Westland "Project Zero" (Италия) [патент ЕР 2551190 от 29.07.2011], представляющий собой моноплан со среднерасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные части крыла от кольцевых консолей крыла, внутри последних смонтированы электромоторы с винтами, установленными в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и аккумуляторные батареи, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной и главными опорами.Known unmanned electroconvertopan (BEKP) company Agusta Westland "Project Zero" (Italy) [patent EP 2551190 from 07/29/2011], which is a monoplane with a mid-positioned unusual wing shape with end wings having external removable wing parts from the wing ring consoles, inside the latter mounted electric motors with screws installed in rotary nacelles, when turned, it is converted into a twin-rotor helicopter, contains a control system in the fuselage made of carbon fiber and batteries, two a tail V-tail and a three-post retractable wheeled chassis with a bow auxiliary and main supports.

Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0°C до +97,5° содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов полномасштабного БЭКП между поворотными электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 500 км/ч и высоту полета до 7500 м, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой. Для зарядки аккумуляторов воздушные винты при его нахождении на земле могут выставляться в "наклонном" положении, играя роль ветряков электрогенераторов.Signs of coincidence - the presence of rotary engine nacelles with screws creating horizontal and corresponding deviation of vertical traction, the range of rotation of engine nacelles with screws from 0 ° C to + 97.5 ° contains a control system that evenly distributes the charging of batteries of full-scale BECP between rotary electric motors with pulling screws, providing a speed of up to 500 km / h and a flight altitude of up to 7500 m, a two-keel V-shaped tail unit and a three-post retractable wheeled chassis with a nose support. To charge the batteries, the propellers when it is on the ground can be set in an “inclined” position, playing the role of windmills of electric generators.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение в кольцевых консолях крыла поворотных мотогондол с электромоторами и винтами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, оснащенное сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла □ элевонами, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры двух тянущих винтов ограничены размахом кольцевых консолей крыла и, как следствие, ограничивает вертикальную тяговооруженность, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными вверх тянущими винтами на угол 45° при обеспечении угла опрокидывания φ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10-12%. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота мотогондол с винтами взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот двухвинтовой БЭКП не может, так как радиус его тянущих винтов гораздо больше высоты установки мотогондол внутри кольцевых консолей крыла, что значительно уменьшает безопасность и сложность продольного и поперечного управления с V-образным хвостовым оперением, особенно на переходных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Недостатком является также неразвитое хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость, и особенно при отказе одного из электромоторов при асимметрии тяги. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи при повышении тяговооруженности.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever placement of rotary engine nacelles with electric motors and screws in the ring consoles of the wing predetermines a structurally complex wing of an unusual shape, equipped with complex mechanization and steering surfaces of the wing □ elevons, which complicates the design. The second is that the diameters of the two pulling screws are limited by the span of the wing wing consoles and, as a result, limits the vertical thrust-to-weight ratio, and the possibility of short take-off and landing with the pulling screws tilted upward by an angle of 45 ° while ensuring a tipping angle of φ = 15 ° determines the extension of height landing gear for 10-12%. The third one is that the horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore, after its implementation and with the possible failure of the turning nodes of the nacelle with propellers, it cannot take off and land “in the plane” like a regular airplane, since the twin-screw BECP cannot, because the radius its pulling screws are much greater than the installation height of the engine nacelles inside the wing annular consoles, which significantly reduces the safety and complexity of the longitudinal and lateral control with a V-tail, especially in transitional flight modes when such a wing does not have its thrust vector balanced. The disadvantage is also the undeveloped tail unit, hence the poor and directional stability, and especially when one of the electric motors fails with traction asymmetry. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and weight return with increased thrust-to-weight ratio.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является вертолет-самолет-амфибия [патент RU 2310583 от 15.11.2005], содержащий трехвинтовую ярусную схему с двумя винтами в кольцевых каналах на поворотных консолях крыла и над ними на пилоне несущий винт, имеющий газотурбинные двигатели и систему трансмиссии, включающую основные и центральный редукторы с валами, вращающими несущий и тянущие винты в кольцевых каналах, и на конце хвостовой балки за стабилизатором газовые струйные рули путевого и продольного управления, трехопорную схему колесного шасси с главными колесами, убираемыми в обтекатели бортовых выступов.Closest to the proposed invention is a helicopter-amphibious aircraft [patent RU 2310583 from 11/15/2005], containing a three-screw longline scheme with two screws in the annular channels on the rotary wing consoles and above them on the pylon main rotor having gas turbine engines and transmission system, including main and central gearboxes with shafts that rotate the main and pulling screws in the annular channels, and at the end of the tail boom behind the stabilizer, gas jet track and longitudinal control rudders, a three-way wheel chassis circuit si with the main wheels retractable into the fairings of the side ledges.

Признаки, совпадающие - наличие на пилоне двухлопастного несущего винта, имеющего S-образную форму в плане, и под ним на поворотных консолях высокорасположенного крыла, имеющего диапазон поворота от -5° до +95° с двумя кольцевыми каналами, снабженными тянущими винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением на угол 90° - вертикальную тягу или наклонную тягу - на угол 30° соответственно при выполнении вертикального взлета и посадки (ВВП) или короткого взлета и посадки (КВП) с перегрузочным (до 20%) взлетным весом и оснащенных в их центре редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым газотурбинным двигателем, который снабжен газоотводящими системами для газовых струйных рулей путевого и продольного управления, смонтированных на конце хвостовой балки за двухкилевым оперением.Signs that coincide - the presence on the pylon of a two-bladed main rotor having an S-shape in plan, and under it on the rotary consoles of a high wing with a rotation range from -5 ° to + 95 ° with two annular channels equipped with pulling screws that create a horizontal and their corresponding deviation by an angle of 90 ° - vertical thrust or inclined thrust - by an angle of 30 °, respectively, when performing vertical take-off and landing (GDP) or short take-off and landing (KVP) with reloading (up to 20%) take-off weight and equipped with x center reducers screws. The latter are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by a gas turbine engine, which is equipped with gas exhaust systems for gas jet rudders of directional and longitudinal control mounted on the end of the tail boom behind the twin-tail plumage.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что ярусное расположение двух винтов в кольцевых каналах на поворотных консолях высокорасположенного крыла и над ними несущего винта предопределяет увеличение его габаритных размеров по высоте, затрудняющих его базирование и эксплуатацию на кораблях. Это также приводит и к уменьшению габаритных размеров поворотных кольцевых каналов и, как следствие, винты выполнены небольшого диаметра. Поэтому при создании ими вертикальной тяги, образуя малую ометаемую площадь, вызывают значительную нагрузку на нее и большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, ухудшающего взаимовлияние винтов, особенно работающих по тянущей схеме и при одинаковом направлении вращения несущего и тянущих консольных винтов. Вторая - это то, что винты, смонтированные на поворотных консолях высокорасположенного крыла в кольцевых каналах, имеют близкое расположение их линий вертикальной тяги от центра масс, что осложняет поперечную управляемость как на вертолетных, так и на переходных режимах полета. Третья - это то, что газотурбинный двигатель снабжен газовыми рулями путевого и продольного управления. Подобная схема увеличивает сложность и массу конструкции, приводит к необходимости увеличения длины хвостовой балки с газоотводящей удлинительной сопловой трубкой и к взаимовлиянию путевого и продольного управления, приводящему к запаздыванию путевого управления на 0,5-1 секунды по сравнению с управлением рулевым винтом. Кроме того, непроизводительные затраты мощности, требуемые для парирования реактивного крутящего момента несущего винта реактивными соплами, составляют 8-10% от мощности силовой установки (СУ). Все это ограничивает возможность повышения путевой и продольной управляемости и, следовательно, сверхманевренности при висении, а также дальнейшего повышения взлетного веса и полезной нагрузки, дальности полета и показателей транспортной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the tiered arrangement of two screws in the annular channels on the rotary consoles of the high wing and the rotor above them determines an increase in its overall dimensions in height, making it difficult to base and operate it on ships. This also leads to a decrease in the overall dimensions of the rotary annular channels and, as a result, the screws are made of small diameter. Therefore, when they create a vertical thrust, forming a small swept area, they cause a significant load on it and a high velocity of the air flow that is rejected from the surface, which worsens the mutual influence of the screws, especially those working according to the pulling pattern and with the same direction of rotation of the main and pulling console screws. The second is that the screws mounted on the rotary consoles of the high wing in the annular channels have a close arrangement of their vertical thrust lines from the center of mass, which complicates lateral controllability in both helicopter and transitional flight modes. The third is that the gas turbine engine is equipped with gas rudders for track and longitudinal control. Such a scheme increases the complexity and weight of the structure, leads to the need to increase the length of the tail boom with a gas exhaust extension nozzle tube and to the mutual influence of the directional and longitudinal control, leading to the delay of the directional control by 0.5-1 seconds compared to the control of the tail rotor. In addition, the unproductive power consumption required to counter the rotational torque of the rotor by the jet nozzles is 8-10% of the power of the power plant (SU). All this limits the possibility of increasing the directional and longitudinal controllability and, therefore, over-maneuverability when hovering, as well as a further increase in take-off weight and payload, flight range and indicators of transport efficiency.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном вертолете-самолете-амфибии упрощения конструкции и исключения газовых струйных рулей продольного и путевого управления, а также элеронов на крыле и валов трансмиссии, повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшения путевой и продольной управляемости, повышения скорости, высоты и дальности полета.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned well-known amphibious helicopter-aircraft, simplifying the design and eliminating gas jet rudders of longitudinal and directional control, as well as ailerons on the wing and transmission shafts, increasing take-off weight and increasing weight return, reducing the required power for travel balancing while hovering and improving track and longitudinal handling, increasing speed, altitude and range.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного вертолета-самолета-амфибии, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он наряду с ярусным расположением движительно-несущих одновинтовой и двухвинтовой систем, последняя из которых оснащена толкающими винтами, имеющими одинаковое направление вращения между собой и противоположное с несущим винтом, выполнен как по технологии многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой по тангажу и курсу, так и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации наряду с вертолетом трехвинтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами, имеющего в одновинтовой и двухвинтовой системах соответственно несущий винт большего и толкающие винты меньшего диаметра, в полетную конфигурацию крылатого автожира, имеющего раздельные движительную систему с толкающими винтами, и несущие системы, включающие соответственно несущий винт и низкорасположенное трапециевидное крыло малого удлинения, центр давления последнего при поступательном горизонтальном полете расположен вдоль подъемной силы авторотирующего несущего винта с обеспечением сложения соответствующих подъемных сил от двух несущих систем, но и обратно; поворотные консоли крыла, имеющие электромеханический привод, обеспечивающий диапазон поворота крыла на положительные углы атаки (αкр) от 0° до +100°, снабжены возможностью синфазного ускоренного их синхронного отклонения с толкающими винтами в кольцевых каналах от вертикально расположенного крыла назад и вперед по полету на угол αкр=+10° и αкр=-10 соответственно от +90° до +100° и от +90° до +80° как для управления по тангажу при висении, так и возможности зависания на месте при попутном и встречном ветре соответственно, кольцевые каналы, смонтированные на концах крыла, оснащены соосно узлам поворота консолей последнего независимыми электромеханическими узлами их поворота в вертикальной продольной плоскости относительно соответствующей консоли крыла на угол αкр2=±15°, снабжены в каждом конечном положении поворота консолей крыла возможностью дифференциального, но и синфазного ускоренного отклонения кольцевых каналов с толкающими винтами на соответствующие углы атаки (αкр2) от их линий вертикальной и горизонтальной тяги соответственно вперед-назад и вверх-вниз для сверхманевренного управления по курсу с компенсацией реактивного момента от работы несущего винта и поперечного управления соответственно при вертикальном взлете/посадке, висении и горизонтальном полете, но и вверх при коротком взлете/ посадке, причем после его полета в конфигурации крылатого автожира с горизонтально расположенным крылом и в случае отказа узлов его поворота парирование реактивного момента от работы несущего винта при висении создается дифференциальным изменением горизонтальной или силы, или направления тяги реверсивных толкающих винтов, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, состоящая из электрических консольных и центральной мотогондол соответственно с толкающими и несущим винтами, первые две из которых, имея равные между собой и их суммарную меньшую вертикальные тяги толкающих винтов, обеспечивающих при пиковой мощности соответствующих электромоторов меньшую подъемную силу, составляющую 1/3 от взлетного веса в сравнении с подъемной силой несущего винта, снабжены левым и правым электромоторами, выполненными с возможностью их работы при различных углах отклонения в вертикальной продольной плоскости и вращательно связанными с толкающими винтами, смонтированы в соответствующих мотогондолах, вынесенных с толкающими винтами за заднюю кромку внутрикольцевой части крыла соответствующих кольцевых каналов, имеющих на их выходе развитые несущие аэродинамические поверхности с V-образной в плане задней кромкой, смонтированные вдоль средней линии внутрикольцевой части крыла, а центральная мотогондола несущего винта, в которой как наряду с газотурбинным двигателем, смонтированным по оси симметрии и сзади пилона, имеющим по бокам последнего воздухозаборники и задний угловой в плане выхлопной патрубок, отклоненный в сторону по направлению вращения несущего винта, противодействуя реактивному моменту последнего при висении, и передний вывод вала для отбора взлетной его мощности, так и наряду с главным редуктором, имеющим по оси симметрии обратную T-образную конфигурацию, снабжена по полету передней и задней входными, но и верхней выходной муфтами сцепления, вращательно связывающими главный редуктор соответственно с электрическим мотор-генератором, расположенным спереди пилона и выполненным обратимым, и газотурбинным двигателем, но и с валом несущего винта, а также представляющая собой систему электропривода, включающую все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и газотурбинный двигатель, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от электрического мотор-генератора, который в режиме электрогенератора при полетной конфигурации крылатого автожира обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в центральной мотогондоле или от внутреннего, или внешнего источника энергии соответственно от газотурбинного двигателя или авторотирующего несущего винта, при этом как передняя и задняя входные, так и верхняя выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением как соответствующих входных валов главного редуктора с валом электрического мотор-генератора и газотурбинного двигателя, так и его выходного вала с валом несущего винта, имеющего в случае отказа всех его двигателей возможность аварийной посадки, обеспечиваемой блоком управления, имеющим резервный источник электроэнергии для автоматического расцепления его вала с выходным валом главного редуктора и установки его лопастей в авторотирующее положение с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вверх как на угол αкр=+10° консолей крыла, имеющих по всему его размаху максимально отклоненный предкрылок и пилообразную в плане заднюю кромку, так и на угол αкр2=+15° кольцевых каналов с толкающими винтами, в гибридной центральной мотогондоле, обеспечивающей три способа работы газотурбинного двигателя, но и включая один способ в системе генерации мощности для зарядки аккумуляторов при передаче его мощности соответственно с электрическим мотор-генератором, работающим в режиме электромотора, или совместно или поочередно от каждого на вал несущего винта, но и самостоятельной работы при распределенной передаче его мощности и на последний, обеспечивающий в перегрузочном варианте горизонтальный полет в конфигурации винтокрыла, и на электрический мотор-генератор, работающий в режиме электрогенератора.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned known amphibious helicopter-plane, closest to it, are the fact that it, along with a tiered arrangement of propulsion-bearing single-screw and twin-screw systems, the latter of which is equipped with pushing screws having the same direction of rotation between each other and the opposite with the rotor, made both by the technology of the multimode aerodynamic control system for balancing the pitch and course, and equipped with the ability to The reasons for its flight configuration, along with a helicopter with a three-rotor carrier circuit with different-sized rotors, having a single-rotor and twin-rotor systems, respectively, a larger rotor and pushing screws of a smaller diameter, in the flight configuration of a winged gyroplane having separate propulsion system with pushing screws, and bearing systems, including accordingly, the main rotor and low-lying trapezoidal wing of small elongation, the center of pressure of the latter during translational horizontal flight laid along the lifting force of the autorotating rotor with the addition of the corresponding lifting forces from the two bearing systems, but also vice versa; rotary wing consoles, having an electromechanical drive, providing a range of rotation of the wing at positive angles of attack (α cr ) from 0 ° to + 100 °, are equipped with the ability to accelerate their in-phase synchronous deflection with pushing screws in the annular channels from the vertically located wing back and forth along the flight at an angle α cr = + 10 ° and α cr = -10, respectively, from + 90 ° to + 100 ° and from + 90 ° to + 80 °, both for pitch control during hovering and the possibility of hovering in place with a passing and opposite wind respectively, annular channels, mounti ated at the wing tips, equipped coaxially nodes rotation consoles last independent electromechanical rotation thereof nodes in a vertical longitudinal plane relative to the respective wing console by an angle α KP2 = ± 15 °, are provided in each end position of rotation of the wing console possibility differential but inphase accelerated deflection ring channels with pushing screws to the corresponding angles of attack (α cr2 ) from their lines of vertical and horizontal traction, respectively, back and forth and up and down for superman course control with compensation of the reactive moment from the operation of the rotor and lateral control, respectively, for vertical take-off / landing, hovering and horizontal flight, but also upward for short take-off / landing, and after its flight in the configuration of a winged gyroplane with a horizontally located wing and in in case of failure of the nodes of its rotation, the reaction torque is parried from the operation of the rotor when hanging is created by a differential change in horizontal or force, or in the direction of thrust of the reversing of propellers, a power plant made according to parallel-serial hybrid technology of the power drive, consisting of electric cantilever and central engine nacelles, respectively, with pushing and rotor screws, the first two of which, having equal to each other and their total smaller vertical thrusts of pushing screws, providing at peak power corresponding to the electric motors smaller lifting force is about 1/3 of the take-off weight in comparison with the lifting force of the rotor are provided with left and right ELEKTROM tori, made with the possibility of their operation at different angles of deviation in the vertical longitudinal plane and rotationally connected with the pushing screws, are mounted in the corresponding engine nacelles, which are pushed with the pushing screws behind the trailing edge of the inner ring part of the wing of the corresponding annular channels having developed bearing aerodynamic surfaces with V-shaped in terms of trailing edge mounted along the midline of the intralingular part of the wing, and the central rotor nacelle, in which as along with a gas turbine engine mounted along the axis of symmetry and at the rear of the pylon, having lateral air intakes and a rear exhaust outlet angular in plan, deflected to the side in the direction of rotation of the rotor, counteracting the reactive moment of the latter when hanging, and the front shaft output for taking off its power, and along with the main gearbox, which has an inverse T-shape along the symmetry axis, is equipped with a flight of the front and rear input, but also upper output clutches, rotating which closely connect the main gearbox, respectively, with an electric motor generator located in front of the pylon and made by a reversible and gas turbine engine, but also with a rotor shaft, as well as an electric drive system including all electric motors, rechargeable batteries, an energy converter with a power control unit transmission, connecting and disconnecting electric motors and a gas turbine engine, switching generating power and the procedure for recharging batteries from electricity a motor generator, which in the electric generator mode during the flight configuration of a winged gyroplane provides alternately two ways of generating power in the central engine nacelle or from an internal or external energy source, respectively, from a gas turbine engine or an autorotating rotor, while both the front and rear input and upper output electromagnetic clutch, providing remote control of their clutch / disengagement as the corresponding input shafts of the main gearbox with scar of an electric motor generator and a gas turbine engine, and its output shaft with a rotor shaft, which in case of failure of all its engines can emergency landing provided by the control unit having a backup power source for automatic disengagement of its shaft with the output shaft of the main gearbox and installation of its blades to the autorotating position with simultaneous automatic accelerated upward deflection both at an angle α cr = + 10 ° of the wing consoles, having the maximum an open slat and a sawtooth rear edge, and at an angle α kr2 = + 15 ° of the annular channels with pushing screws, in a hybrid central engine nacelle providing three ways of operating a gas turbine engine, but also including one method in a power generation system for charging batteries at transmission of its power, respectively, with an electric motor generator operating in the electric motor mode, or jointly or alternately from each to the rotor shaft, but also of independent operation in the distributed transmission of its power and on the latter, which provides for reloading the horizontal flight in the configuration of a rotorcraft, and on an electric motor-generator operating in the mode of an electric generator.

Благодаря наличию этих признаков в скоростном турбоэлектрическом вертолете обеспечивается возможность преобразования полетной его конфигурации с вертолета трехвинтовой ярусной схемы с нижними и верхним несущими винтами в крылатый автожир, имеющий раздельные движительную систему с толкающими винтами и несущие системы, включающие соответственно несущий винт и крыло малого удлинения, центр давления последнего при поступательном горизонтальном полете расположен вдоль подъемной силы авторотирующего несущего винта с обеспечением сложения соответствующих подъемных сил от этих двух несущих систем, но и обратно. При вертикальном взлете, посадке и висении парирование остаточного реактивного момента, образуемого от несущих винтов различного диаметра, осуществляется с помощью многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой по курсу, создающей в горизонтальной плоскости парирующий момент, который уравновешивает реактивный крутящий момент от большего несущего винта. Например, при вращении последнего против часовой стрелки при виде сверху парирование обеспечивается отклонением левого и правого кольцевых каналов с толкающими винтами, размещенных на концах крыла, соответственно назад и вперед по полету, что создает две противоположно направленные аэродинамические силы на концах крыла, образующие парирующий момент, обеспечивающий аэродинамическое путевое управление. Это позволяет наряду с автоматом перекоса лопастей несущего винта улучшить продольно-поперечное, но и, исключая конструкцию струйных рулей продольного и путевого управления, улучшить управление по тангажу и курсу, а также уменьшить длину и массу хвостовой балки, но и достичь на вертолетных режимах полета сверхманевренности, особенно при совместном использовании дифференциального отклонения толкающих винтов в поворотных кольцевых каналах и полного парирования реактивного момента при балансировке по курсу, но и снизить в 1,5-1,7 раза непроизводительные затраты и достичь уровня до 5-7% мощности СУ. В гибридной СУ на крейсерских режимах горизонтального полета в конфигурации крылатого автожира увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение зарядки литиево-ионной полимерной аккумуляторной батареи снизится до 25% от ее максимума система управления, автоматически отключит выходной муфтой сцепления авторотирующий несущий винт от главного редуктора, обеспечивающего генерацию мощности в центральной мотогондоле от маломощного внешнего источника энергии на электрический мотор-генератор (ЭМГ), и включит газотурбинный двигатель гибридной центральной мотогондолы, который будет вращать обратимый ЭМГ, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации крылатого автожира при свободной авторотации несущего винта. При этом 20% мощности гибридной СУ полностью расходуется для привода только толкающих винтов в кольцевых каналах, что позволяет достичь больших крейсерских скоростей полета до 420-450 км/ч. Причем с целью обеспечения в перегрузочном варианте крейсерского режима горизонтального полета в конфигурации винтокрыла возможно в центральной мотогондоле использовать один из трех способов генерации мощности при зарядке аккумуляторных батарей от внутреннего источника энергии - газотурбинного двигателя при самостоятельной его работе и распределенной передаче номинальной его мощности и на несущий винт, обеспечивающий увеличение пропульсивной тяги, и на обратимый ЭМГ. Это также позволяет снизить удельный расход топлива и весьма повысить дальность действия, топливную и экономическую эффективность. Все это позволит достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей систему электропривода, включающую электромоторы, питаемые от аккумуляторов, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и газотурбинный двигатель, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов, что обеспечит при равномерном распределении зарядки аккумуляторной перезаряжаемой батареи возможность работы электромоторов и особенно газотурбинного двигателя без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Наличие этих признаков позволит при переходных маневрах повысить путевую устойчивость и управляемость по курсу, а также продольную стабильность и поперечную управляемость, но и достичь сверхманевренности.Due to the presence of these features in a high-speed turboelectric helicopter, it is possible to convert its flight configuration from a three-rotor tier helicopter with lower and upper rotors into a winged gyroplane having separate propulsion system with pushing propellers and load-bearing systems including a rotor and a wing of small elongation, respectively, the center pressure of the latter during translational horizontal flight is located along the lifting force of the autorotating rotor with a layer eniya respective lifting forces on these two bearing systems, but back. During vertical take-off, landing and hovering, the residual reactive moment generated from rotors of various diameters is counterbalanced using a multi-mode aerodynamic control system for heading balancing, creating a horizontal moment in the horizontal plane that balances the reactive torque from the larger rotor. For example, when the latter rotates counterclockwise when viewed from above, the parry is ensured by the deviation of the left and right annular channels with pushing screws located at the ends of the wing, respectively, back and forth along the flight, which creates two oppositely directed aerodynamic forces at the ends of the wing, forming a parrying moment, providing aerodynamic directional control. This allows, along with the rotor blade swashplate, to improve the longitudinal-transverse, but, excluding the design of the longitudinal and directional inkjet rudders, to improve pitch and course control, as well as reduce the length and weight of the tail boom, but also achieve super-maneuverability in helicopter flight modes , especially when sharing the differential deviation of the pushing screws in the rotary annular channels and the complete repulsion of the reactive moment when balancing at the rate, but also reduce 1.5-1.7 times productivity costs and achieve a level of up to 5-7% of the capacity of SU. In a hybrid SU at cruising flight modes in the configuration of a winged gyroplane, an increase in the generating power for power supply, when the charge drop of a lithium-ion polymer battery decreases to 25% of its maximum, the control system will automatically disconnect the autorotating rotor from the main gearbox with the output clutch providing power generation in the central engine nacelle from a low-power external energy source to an electric motor generator (EMG), and will turn on the gas turbine th central hybrid engine nacelle, which will rotate the reversible EMG providing recharging batteries in the flight configuration winged gyroplane under free autorotation of the rotor. At the same time, 20% of the power of the hybrid SU is completely consumed for driving only pushing screws in the annular channels, which allows achieving high cruising flight speeds of up to 420-450 km / h. Moreover, in order to ensure that the cruise mode of the cruise mode in the transshipment mode is reloading in the rotorcraft configuration, it is possible to use one of the three methods of generating power when charging batteries from an internal energy source — a gas turbine engine with independent operation and distributed transmission of its rated power to the rotor in the central engine nacelle providing an increase in propulsive traction, and on reversible EMG. It also allows you to reduce specific fuel consumption and greatly increase the range, fuel and economic efficiency. All this will make it possible to achieve a very low-noise hybrid SU with an electric drive system including electric motors powered by batteries, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting electric motors and a gas turbine engine, switching the generating power and the order of recharging the batteries, which will ensure a uniform distribution of charging the rechargeable rechargeable battery the ability to operate electric motors and especially a gas turbine engine without peak overloads and with minimum acoustic signature. The presence of these signs will allow, during transitional maneuvers, to increase the road stability and controllability along the course, as well as longitudinal stability and lateral controllability, but also to achieve super maneuverability.

Предлагаемое изобретение скоростного турбоэлектрического вертолета (СТЭВ) и варианты его использования иллюстрируются общими видами на фиг.1 и 2.The invention of a high-speed turboelectric helicopter (STEV) and its use cases are illustrated by general views in figures 1 and 2.

На фиг.1 на общем виде сбоку изображен СТЭВ с трапециевидным крылом малого удлинения, имеющим обтекатели на бортовых выступах и на концах поворотных консолей толкающие винты в поворотных кольцевых каналах, левый и правый из них отклонены соответственно назад и вперед при вертикальном взлете, посадке и висении как вертолета с трехвинтовой ярусной несущей схемой и Y-образным оперением.Figure 1 in a General side view depicts STEV with a trapezoidal wing of small elongation having fairings on the side protrusions and at the ends of the pivoting consoles pushing screws in the pivoting annular channels, the left and right ones are deflected back and forth, respectively, during vertical take-off, landing and hovering like a helicopter with a three-screw longline carrier scheme and a Y-shaped tail.

На фиг.2 на общем виде сверху изображен СТЭВ в полетной конфигурации крылатого автожира с низкорасположенным крылом, на концах консолей которого установлены толкающие винты в поворотных кольцевых каналах, имеющих на выходе несущие аэродинамические поверхности с V-образной задней кромкой, преобразующей трапециевидное крыло малого удлинения с пилообразной задней кромкой.Figure 2 is a General top view depicting STEV in the flight configuration of a winged gyroplane with a low wing, at the ends of the consoles of which there are thrusting screws in rotary annular channels having at the outlet bearing aerodynamic surfaces with a V-shaped trailing edge that converts a trapezoidal wing of small elongation with sawtooth trailing edge.

Скоростной турбоэлектрический вертолет, представленный на фиг.1 и 2, содержит фюзеляж 1, имеет плавно образованную тонкую хвостовую балку 2 и крыло 3, имеющее положительный угол поперечного V, обтекатели 4 и малое удлинение с наивыгоднейшим профилем, обеспечивающим необходимый и достаточный прирост подъемной силы с крейсерского полета на переходный и взлетно-посадочный режимы. В носовой части фюзеляжа 1 размещена (например, в СТЭВ-штурмовик) двухместная кабина 5 экипажа с отдельными кабинами штурмана-оператора и летчика, сиденья которых расположены уступом. Низкорасположенное трапециевидное крыло 3 оснащено предкрылками 6, автоматически отклоняющимися вниз, в зависимости от скорости и высоты полета. Во время аварийной посадки на режиме авторотации для разгрузки крыла 3 предкрылки 6 отклоняются автоматически на максимальный угол.The high-speed turboelectric helicopter shown in Figs. 1 and 2 contains the fuselage 1, has a smoothly formed thin tail boom 2 and a wing 3 having a positive transverse V angle, fairings 4 and low elongation with the most advantageous profile, providing the necessary and sufficient increase in lifting force with cruising flight on transitional and takeoff and landing modes. In the bow of the fuselage 1 is placed (for example, in the STEV-attack aircraft) a double crew cabin 5 with separate cockpits of the navigator-operator and pilot, the seats of which are located on a ledge. The low-lying trapezoidal wing 3 is equipped with slats 6, which automatically deviate downward, depending on the speed and altitude. During an emergency landing in autorotation mode for unloading the wing 3, the slats 6 are automatically deflected to the maximum angle.

Поворотные консоли 7 крыла 3 имеют электромеханический привод, обеспечивающий диапазон поворота крыла на положительные углы атаки (αкр) от 0° до +100°. Кольцевые каналы 8 двухвинтовой системы, смонтированные на концах крыла 3, оснащены соосно узлам поворота консолей 7 последнего независимыми электромеханическими узлами их поворота в вертикальной продольной плоскости относительно соответствующей консоли 7 крыла 3 на угол αкр2=±150º. В трехвинтовой ярусной несущей схеме винты с жестким креплением лопастей и гасителем колебаний как верхний больший несущий винт 9 с автоматом перекоса лопастей смонтирован на выходном валу, проходящему внутри полого вертикального корпуса 11 главного редуктора, выполненного по оси симметрии в виде обратной Т-образной формы, расположен в обтекателе 10, так и нижние меньшие толкающие винты 12 в поворотных кольцевых каналах 8, имеющих на выходе аэродинамические поверхности 13 с V-образной в плане задней кромкой, смонтированные в продолжение средней линии внутрикольцевой части крыла. Стабилизатор 14 имеет положительный угол поперечного V, снабжен под фюзеляжным килем 15, образующим в поперечной плоскости Y-образное хвостовое оперение, смонтированное на конце хвостовой балки 2. Подфюзеляжный киль 15 оснащен в обтекателе законцовки килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса 16, образуя трехопорную схему колесного шасси, имеющего главные колеса 17, убирающиеся в обтекатели 4 левого и правого бортового выступа 18. Многорежимная аэродинамическая система управления балансировкой (АСУБ) по курсу, создающая в горизонтальной плоскости парирующий момент, который уравновешивает реактивный крутящий момент от большего несущего винта 9. Поэтому на режимах вертикального взлета/посадки и висения парирование остаточного реактивного момента, образуемого от несущих большего тянущего 9 и меньших толкающих 12 винтов различного диаметра и вращающихся в противоположном направлении, обеспечивается отклонением левого и правого кольцевых каналов 8 с толкающими винтами 12, размещенными на концах крыла 3, соответственно назад и вперед по полету, что создает две противоположно направленные аэродинамические силы на концах крыла, образующие парирующий момент, обеспечивающий аэродинамическое путевое управление (см. фиг.2). Включение АСУБ производится автоматически при повороте консолей 7 крыла 3 на угол более 30°. Имеется согласование совместной работы АСУБ и поворота толкающих винтов 12 в кольцевых каналов 8, включая и дифференциального ускоренного, и совместного с поворотом консолей 7 крыла 3.The rotary consoles 7 of the wing 3 have an electromechanical drive, providing a range of rotation of the wing at positive angles of attack (α cr ) from 0 ° to + 100 °. The annular channels 8 of the twin-screw system mounted on the ends of the wing 3 are equipped coaxially with the rotation nodes of the consoles 7 of the latter, independent electromechanical nodes of rotation in the vertical longitudinal plane relative to the corresponding console 7 of the wing 3 at an angle α cr2 = ± 150º. In a three-screw tier main circuit, screws with rigid fastening of the blades and vibration damper as the upper larger rotor 9 with automatic swash plate are mounted on the output shaft passing inside the hollow vertical casing 11 of the main gearbox, made along the symmetry axis in the form of an inverse T-shape, located in the fairing 10, and the lower smaller pushing screws 12 in the rotary annular channels 8 having aerodynamic surfaces 13 with a V-shaped rear edge mounted in the continuation of the media her lines of the intracircular part of the wing. The stabilizer 14 has a positive transverse angle V, is provided under the fuselage keel 15, forming in the transverse plane a Y-shaped tail unit mounted on the end of the tail boom 2. The fuselage keel 15 is equipped in the fairing of the tip of its keel surface with a suspension strut of the rear wheel 16, forming a three-leg scheme a wheeled chassis having main wheels 17 retractable into the fairings 4 of the left and right side ledges 18. The multimode aerodynamic control system for balancing (ASUB) at the heading, creating on the horizontal plane, a soaring moment that balances the reactive torque from the larger rotor 9. Therefore, in the vertical take-off / landing and hovering modes, the parry of the residual reactive moment formed from the carriers of the larger pulling 9 and smaller pushing 12 screws of different diameters and rotating in the opposite direction is provided the deviation of the left and right annular channels 8 with pushing screws 12 located at the ends of the wing 3, respectively, back and forth along the flight, which creates two oppositely directed aerodynamic forces at the ends of the wing, forming a fending moment, providing aerodynamic directional control (see figure 2). The inclusion of ASUB is performed automatically when you turn the consoles 7 of the wing 3 at an angle of more than 30 °. There is coordination of the joint work of the control system and the rotation of the pushing screws 12 in the annular channels 8, including differential accelerated, and joint with the rotation of the consoles 7 of the wing 3.

Силовая установка выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, состоящая из электрических консольных 19 и гибридной центральной мотогондол 20 соответственно с толкающими 12 и несущим 9 винтами. Центральная мотогондола 20 несущего винта 9, в которой наряду с газотурбинным двигателем 21 (ГТД), смонтированным по оси симметрии и сзади пилона 22, оснащен по бокам последнего воздухозаборником 23 и задним угловым в плане выхлопным патрубком 24, отклоненным в сторону по направлению вращения несущего винта 9 и наряду с главным редуктором, выполненным по оси симметрии в виде обратной Т-образной конфигурации, снабжена по полету передней и задней входными, но и верхней выходной муфтами сцепления, вращательно связывающими главный редуктор соответственно с обратимым электрическим мотор-генератором (на фиг.1 и 2 не показаны), расположенным спереди пилона 22 в обтекателе 10, и газотурбинным двигателем 21, но и с валом несущего винта 9. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от четырехлопастного несущего винта 9 на режиме висения концы его лопастей имеют шумопонижающие стреловидные законцовки, отогнутые вниз и противоположную сторону вращения винта 9, формирующие каждую противолежащую пару в S-образную форму в плане (см. фиг.2).The power plant is made according to a parallel-serial hybrid technology of a power drive, consisting of an electric cantilever 19 and a hybrid central engine nacelle 20, respectively, with pushing 12 and bearing 9 screws. The central engine nacelle 20 of the rotor 9, in which along with the gas turbine engine 21 (GTE) mounted along the axis of symmetry and at the rear of the pylon 22, is equipped on the sides of the latter with an air intake 23 and a rear angled exhaust pipe 24 deflected to the side in the direction of rotation of the rotor 9 and along with the main gearbox, made along the symmetry axis in the form of an inverse T-shaped configuration, is equipped with a flight of the front and rear input, but also upper output clutches rotationally connecting the main gearbox respectively with a reversible electric motor generator (not shown in FIGS. 1 and 2) located in front of the pylon 22 in the fairing 10 and the gas turbine engine 21, but also with the rotor shaft 9. To improve takeoff and landing characteristics and reduce vibration from the four-blade the rotor 9 in the hanging mode, the ends of its blades have noise-reducing swept tips, bent down and the opposite side of rotation of the screw 9, forming each opposite pair in an S-shape in plan (see figure 2).

Управление СТЭВ при различных режимах его полета обеспечивается циклическим (изменяющим направление тяги) и общим (изменяющим силу тяги) шагом несущих винтов соответственно большего тянущего 9 и меньших толкающих 12 винтов с жестким креплением лопастей и гасителем колебаний, а также работой многорежимной АСУБ с синфазным отклонением поворотных консолей 7 крыла 3 и в каждом конечном положении последнего дифференциальным отклонением поворотных кольцевых каналов 8 с аэродинамическими поверхностями 13, расположенными в зоне активного обдува толкающих винтов 12. В полетной конфигурации винтокрыла и крылатого автожира пропульсивная и маршевая тяга обеспечивается соответственно несущим винтом 9 совместно с винтами 12 и только винтами 12, а подъемная сила создается только крылом 3 и несущим винтом 9 совместно с крылом 3 соответственно (см. фиг.2). На режиме вертикального взлета/посадки и висения СТЭВ подъемная сила создается только несущими винтами тянущим 9 и толкающими 12 трехвинтовой ярусной схемы (см. фиг.1), а на режиме перехода - крылом 3 и несущими винтами тянущим 9 и толкающими 12 соответственно большего и меньшего диаметра.STEV control in different flight modes is provided by the cyclic (changing the thrust direction) and general (changing the thrust force) pitch of the rotors, respectively, of a larger pulling 9 and smaller pushing 12 screws with rigid mounting of the blades and vibration damper, as well as the operation of a multi-mode ASUB with in-phase deviation of rotary consoles 7 of the wing 3 and in each final position of the latter by differential deviation of the rotary annular channels 8 with aerodynamic surfaces 13 located in the zone of active airflow pusher propellers 12. In the flight configuration of a rotorcraft and a winged gyroplane, propulsive and mid-flight propulsion is provided respectively by the main rotor 9 together with the rotors 12 and only the rotors 12, and the lifting force is created only by the wing 3 and the main rotor 9 together with the wing 3, respectively (see Fig. 2). In the STEV vertical take-off / landing and hovering mode, the lifting force is created only by the main rotors pulling 9 and pushing 12 three-screw tier scheme (see figure 1), and in the transition mode - the wing 3 and the main rotors pulling 9 and pushing 12 respectively larger and smaller diameter.

На режимах вертикального взлета/посадки и висения продольно-поперечное управление осуществляется изменением направления и силы тяги несущего винта 9 автоматом перекоса. Поскольку в ярусной трехвинтовой несущей схеме полный момент рысканья My образуется в результате взаимодействия горизонтальных составляющих тяги несущих разновеликих винтов, создающих разворачивающий момент, то образуемый при этом остаточный реактивный момент парируется отклонением левого и правого кольцевых каналов 8 с толкающими винтами 12, размещенными на концах вертикально расположенного крыла 3, соответственно назад и вперед по полету, что создает на его концах две противоположно направленные аэродинамические силы, обеспечивающие аэродинамическое путевое управление. При висении направление полета может осуществляться, как у вертолета ярусной трехвинтовой несущей схемы: поворачиваясь влево-вправо, перемещаясь вверх-вниз, поступательный полет вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации (см. фиг.1). С приближением к поверхности земли или палубы корабля и при полете вблизи них на вертолетных режимах полета четырехлопастные несущие больший 9 и меньшие 12 винты образуют под СТЭВ область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их КПД. Для соответствующей его посадки на поверхность земли или палубы корабля используются колеса задней вспомогательной 16 и главных 17 опор, убирающиеся только последними из них в обтекатели 4 бортовых выступов 18.In the vertical take-off / landing and hovering modes, the longitudinal-transverse control is carried out by changing the direction and thrust of the main rotor 9 by a swashplate. Since the full yaw moment M y is formed in the tiered three-screw carrier scheme as a result of the interaction of the horizontal thrust components of the multi-sized rotor screws creating a turning moment, the residual reactive moment generated in this case is countered by the deflection of the left and right annular channels 8 with the pushing screws 12 placed vertically at the ends located wing 3, respectively, back and forth along the flight, which creates two opposite aerodynamic forces at its ends, providing aerodynamic track control. When hovering, the flight direction can be carried out, like in a helicopter of a longline three-screw carrier scheme: turning left-right, moving up and down, translational flight back and forth, left-right and in any combination (see figure 1). When approaching the surface of the earth or the deck of the ship and when flying near them in helicopter flight modes, four-bladed carriers with a greater than 9 and less than 12 propellers form a compressed air region under STEV, creating the effect of an air cushion and thereby increasing their efficiency. For its appropriate landing on the surface of the earth or the deck of the ship, the wheels of the rear auxiliary 16 and the main 17 supports are used, which are removed only by the last of them in the fairings 4 of the side protrusions 18.

При полете СТЭВ с коротким взлетом и посадкой при его максимальном взлетном весе может осуществляться, как у комбинированного вертолета, т.е. винтокрыла. В этом случае его толкающие винты 12 в кольцевых каналах 8 поворачиваются вверх на угол 25-30°, а несущий винт 9, изменяя угол установки тарелки автомата перекоса, наклоняет плоскость вращения несущего винта 9, вследствие чего формируется движущая сила, создающая маршевую тягу и подъемную силу, большую подъемной силы, обеспечиваемой крылом 3. При этом 40% мощности гибридной СУ полностью расходуется для привода несущего 9 и толкающих винтов 12. Это позволит увеличить полезную нагрузку в 1,6 раза и скорость крейсерского полета, так как при высоких скоростях полетная комбинация крыло 3 - толкающие винты 12 гораздо выгоднее для создания подъемной силы и маршевой тяги, чем одним несущим винтом 9. После набора высоты горизонтальный полет СТЭВ при максимальной полезной нагрузке может осуществляться так же, как у крылатого автожира. В этом случае толкающие винты 12 устанавливаются горизонтально и обеспечивают маршевую тягу, а несущий винт 9 отключается от привода двигателей СУ и начинает авторотировать, создавая только подъемную силу наравне с подъемной силой, обеспечиваемой крылом 3. Кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях несущего винта отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит получить скорости полета 440 км/ч.When flying STEV with a short take-off and landing at its maximum take-off weight, it can be carried out, as in a combined helicopter, i.e. rotorcraft. In this case, its pushing screws 12 in the annular channels 8 are rotated upward by an angle of 25-30 °, and the main rotor 9, changing the angle of installation of the plate of the swash plate, tilts the plane of rotation of the main rotor 9, as a result of which a driving force is generated, creating a marching draft and lifting force greater than the lifting force provided by the wing 3. At the same time, 40% of the power of the hybrid SU is completely consumed to drive the main 9 and pushing screws 12. This will increase the payload by 1.6 times and cruising speed, since at high speeds ostyah flight combination wing 3 - pushing screws 12 are much more favorable for producing a lifting force and the cruise thrust than one rotor 9. When the climb STEV horizontal flight at maximum payload can be carried out in the same manner as in winged gyroplane. In this case, the pushing screws 12 are installed horizontally and provide marching thrust, and the main rotor 9 is disconnected from the drive of the SU engines and begins to autorotate, creating only the lifting force along with the lifting force provided by the wing 3. In addition, during autorotation, the flow stalled on the rotor blades pushed to higher flight speeds, which will allow you to get a flight speed of 440 km / h.

Таким образом СТЭВ, выполненный по концепции ярусного расположения несущих винтов (ЯРНВ) в подъемно-маршевой и подъемно-несущей системах соответственно по схеме 2+1, обеспечивающих возможность преобразования его полетной конфигурации, представляет собой комбинированный скоростной электровертолет с многорежимной АСУБ путевого управления. Выбор такой аэродинамической схемы обусловлен простотой и возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета ярусной трехвинтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами в полетную конфигурацию как винтокрыла, так и крылатого автожира, но и обратно. При этом несущий больший винт в конфигурации вертолета и винтокрыла предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, поступательное же движение в горизонтальной плоскости увеличивается и винтами в поворотных кольцевых каналах. На вертолетных режимах полета такая трехвинтовая несущая схема с АСУБ и толкающими винтами в поворотных кольцевых каналах, обеспечивающими дополнительную подъемную силу, позволяет достичь при ВВП непроизводительных затрат до 5-7% мощности СУ, увеличить почти на 12% взлетный вес и полезную нагрузку.Thus, STEV, made according to the concept of the longline arrangement of rotors (NRNV) in the lifting-marching and lifting-bearing systems, respectively, according to the 2 + 1 scheme, providing the possibility of converting its flight configuration, is a combined high-speed electric helicopter with multi-mode control system ACS for track control. The choice of such an aerodynamic scheme is due to the simplicity and the possibility of converting its flight configuration from a helicopter to a long-tier three-screw carrier scheme with different-sized main rotors into the flight configuration of both a rotorcraft and a winged gyroplane, but also vice versa. At the same time, the main rotor in the configuration of the helicopter and rotorcraft is designed to create lifting and propulsive forces, while the translational movement in the horizontal plane is also increased by screws in the rotary annular channels. In helicopter flight modes, such a three-screw carrier scheme with an ASUB and pushing screws in rotary annular channels, providing additional lifting force, allows GDP to reach unproductive costs up to 5-7% of SU power, increase take-off weight and payload by almost 12%.

Поэтому дальнейшие исследования по созданию беспилотных и скоростных турбоэлектрических вертолетов исполнения ЯРНВ-Х2+1, обеспечивающих возможность выполнения технологии ВВП, КВП и КВВП при различном их базировании, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство.Therefore, further research on the creation of unmanned and high-speed turboelectric helicopters of the YARNV-X2 + 1 design, which provides the possibility of implementing the technology of GDP, KVP and KVVP at different bases, using the above advantages, will allow to master their wide family.

Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей может являться освоение легкого СТЭВ с взлетным весом 2500 и 2920 кг и для перевозки 5 и 8 человек с дальностью полета до 1334 и 2058 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ суммарной пиковой/номинальной мощностью 640/352 кВт в СТЭВ исполнения ЯРНВ-Х2+1, включающая два электромотора (каждый пиковой мощностью по 155кВт) и один обратимый ЭМГ, имеет генераторный ГТД модели RR300, который может предоставить еще 220кВт (300 л.с). При благоприятных погодных условиях литиевая батарея весом 590 кг позволит улететь на расстояние в 315 км при крейсерской скорости 420 км/ч и времени висения 0,5 ч. Однако при падении зарядки до 25% от максимального значения включится ГТД и будет в полете подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении ВВП вмещает 200 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 1029 км от общей дальности полета 1344 км.The most relevant in modern conditions for these purposes may be the development of light STEV with a take-off weight of 2500 and 2920 kg and for transporting 5 and 8 people with a flight range of up to 1334 and 2058 km, respectively, when fulfilling GDP and KVP. The hybrid SU with a total peak / rated power of 640/352 kW in the STEV of the YaRNV-X2 + 1 version, including two electric motors (each with a peak power of 155 kW) and one reversible EMG, has a generator gas turbine engine of the RR300 model, which can provide another 220 kW (300 l. from). Under favorable weather conditions, a lithium battery weighing 590 kg will allow you to fly a distance of 315 km at a cruising speed of 420 km / h and a hover time of 0.5 hours.However, when the charge drops to 25% of the maximum value, the turbine engine will turn on and recharge the batteries in flight. When fulfilling GDP, its fuel tank holds 200 kg of fuel, which is equivalent to an additional 1029 km from the total flight range of 1344 km.

В конечном итоге широкие эксплуатационные требования к комбинированным вертолетам нового поколения, несомненно, приведут к созданию и освоению СТЭВ, позволяющих не только реализовать реально высокие технико-экономические результаты, но и достойно конкурировать на внешнем рынке с компанией «Sikorsky» (США) и фирмой "Agusta Westland" (Италия), производящими аналогичные вертолеты и БЭКП.Ultimately, the wide operational requirements for the new generation combined helicopters will undoubtedly lead to the creation and development of STEV, which will allow not only to achieve really high technical and economic results, but also worthy to compete in the foreign market with Sikorsky (USA) and the company " Agusta Westland "(Italy), producing similar helicopters and BECP.

Claims (1)

Скоростной турбоэлектрический вертолет, содержащий трехвинтовую ярусную схему с двумя винтами в кольцевых каналах на поворотных консолях крыла и над ними на пилоне несущий винт, имеет газотурбинные двигатели и систему трансмиссии, включающую основные и центральный редукторы с валами, вращающими несущий и тянущие винты в кольцевых каналах, и на конце хвостовой балки за стабилизатором газовые струйные рули путевого и продольного управления, трехопорную схему колесного шасси с главными колесами, убираемыми в обтекатели бортовых выступов, отличающийся тем, что он наряду с ярусным расположением движительно-несущих одновинтовой и двухвинтовой систем, последняя из которых оснащена толкающими винтами, имеющими одинаковое направление вращения между собой и противоположное с несущим винтом, выполнен как по технологии многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой по тангажу и курсу, так и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации наряду с вертолета трехвинтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами, имеющего в одновинтовой и двухвинтовой системах соответственно несущий винт большего и толкающие винты меньшего диаметра, в полетную конфигурацию крылатого автожира, имеющего раздельные движительную систему с толкающими винтами и несущие системы, включающие соответственно несущий винт и низкорасположенное трапециевидное крыло малого удлинения, центр давления последнего при поступательном горизонтальном полете расположен вдоль подъемной силы авторотирующего несущего винта с обеспечением сложения соответствующих подъемных сил от двух несущих систем, но и обратно; поворотные консоли крыла, имеющие электромеханический привод, обеспечивающий диапазон поворота крыла на положительные углы атаки (αкр) от 0° до +100°, снабжены возможностью синфазного ускоренного их синхронного отклонения с толкающими винтами в кольцевых каналах от вертикально расположенного крыла назад и вперед по полету на угол αкр=+10° и αкр=-10° соответственно от +90° до +100° и от +90° до +80° как для управления по тангажу при висении, так и возможности зависания на месте при попутном и встречном ветре соответственно, кольцевые каналы, смонтированные на концах крыла, оснащены соосно узлам поворота консолей последнего независимыми электромеханическими узлами их поворота в вертикальной продольной плоскости относительно соответствующей консоли крыла на угол αкр2=±15°, снабжены в каждом конечном положении поворота консолей крыла возможностью дифференциального, но и синфазного ускоренного отклонения кольцевых каналов с толкающими винтами на соответствующие углы атаки (αкр2) от их линий вертикальной и горизонтальной тяги соответственно вперед-назад и вверх-вниз для сверхманевренного управления по курсу с компенсацией реактивного момента от работы несущего винта и поперечного управления соответственно при вертикальном взлете/посадке, висении и горизонтальном полете, но и вверх при коротком взлете/посадке, причем после его полета в конфигурации крылатого автожира с горизонтально расположенным крылом и в случае отказа узлов его поворота парирование реактивного момента от работы несущего винта при висении создается дифференциальным изменением горизонтальной или силы, или направления тяги реверсивных толкающих винтов, силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, состоящая из электрических консольных и центральной мотогондол соответственно с толкающими и несущим винтами, первые две из которых, имея равные между собой и их суммарную меньшую вертикальные тяги толкающих винтов, обеспечивающих при пиковой мощности соответствующих электромоторов меньшую подъемную силу, составляющую 1/3 от взлетного веса в сравнении с подъемной силой несущего винта, снабжены левым и правым электромоторами, выполненными с возможностью их работы при различных углах отклонения в вертикальной продольной плоскости и вращательно связанными с толкающими винтами, смонтированы в соответствующих мотогондолах, вынесенных с толкающими винтами за заднюю кромку внутрикольцевой части крыла соответствующих кольцевых каналов, имеющих на их выходе развитые несущие аэродинамические поверхности с V-образной в плане задней кромкой, смонтированные вдоль средней линии внутрикольцевой части крыла, а центральная мотогондола несущего винта, в которой как наряду с газотурбинным двигателем, смонтированным по оси симметрии и сзади пилона, имеющим по бокам последнего воздухозаборники и задний угловой в плане выхлопной патрубок, отклоненный в сторону по направлению вращения несущего винта, противодействуя реактивному моменту последнего при висении, и передний вывод вала для отбора взлетной его мощности, так и наряду с главным редуктором, имеющим по оси симметрии обратную Т-образную конфигурацию, снабжена по полету передней и задней входными, но и верхней выходной муфтами сцепления, вращательно связывающими главный редуктор соответственно с электрическим мотор-генератором, расположенным спереди пилона и выполненным обратимым, и газотурбинным двигателем, но и с валом несущего винта, а также представляющая собой систему электропривода, включающую все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и газотурбинный двигатель, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от электрического мотор-генератора, который в режиме электрогенератора при полетной конфигурации крылатого автожира обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в центральной мотогондоле или от внутреннего, или внешнего источника энергии соответственно от газотурбинного двигателя или авторотирующего несущего винта, при этом как передняя и задняя входные, так и верхняя выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением как соответствующих входных валов главного редуктора с валом электрического мотор-генератора и газотурбинного двигателя, так и его выходного вала с валом несущего винта, имеющего в случае отказа всех его двигателей возможность аварийной посадки, обеспечиваемой блоком управления, имеющим резервный источник электроэнергии для автоматического расцепления его вала с выходным валом главного редуктора и установки его лопастей в авторотирующее положение с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вверх как на угол αкр=+10° консолей крыла, имеющих по всему его размаху максимально отклоненный предкрылок и пилообразную в плане заднюю кромку, так и на угол αкр=+15° кольцевых каналов с толкающими винтами, в гибридной центральной мотогондоле, обеспечивающей три способа работы газотурбинного двигателя, но и включая один способ в системе генерации мощности для зарядки аккумуляторов при передаче его мощности соответственно с электрическим мотор-генератором, работающим в режиме электромотора, или совместно или поочередно от каждого на вал несущего винта, но и самостоятельной работы при распределенной передаче его мощности и на последний, обеспечивающий в перегрузочном варианте горизонтальный полет в конфигурации винтокрыла, и на электрический мотор-генератор, работающий в режиме электрогенератора. A high-speed turboelectric helicopter containing a three-screw longline circuit with two screws in the annular channels on the rotary wing consoles and above them with a rotor on the pylon, has gas turbine engines and a transmission system including main and central gearboxes with shafts rotating the rotor and pulling screws in the annular channels, and at the end of the tail boom behind the stabilizer, gas jet rudders of the directional and longitudinal control, a three-leg wheeled chassis layout with the main wheels retractable into the cowls , characterized in that, along with the tiered arrangement of propulsion-bearing single-screw and twin-screw systems, the latter of which is equipped with pushing screws having the same direction of rotation between themselves and opposite to the main rotor, it is made using the technology of the multi-mode aerodynamic control system for pitch and course balancing , and is equipped with the ability to convert its flight configuration along with a helicopter three-rotor carrier circuit with different-sized rotors, having a single-rotor and twin-screw systems, respectively, the main rotor and thrust screws of a smaller diameter, in the flight configuration of a winged gyroplane having separate propulsion system with thrust propellers and bearing systems, respectively comprising a main rotor and a low-lying trapezoidal wing of small elongation, the pressure center of the latter during longitudinal horizontal flight is located along the lifting force of the autorotating rotor with the addition of the corresponding lifting forces from the two bearing systems, but back; rotary wing consoles, having an electromechanical drive, providing a range of rotation of the wing at positive angles of attack (α cr ) from 0 ° to + 100 °, are equipped with the ability to accelerate their in-phase synchronous deflection with pushing screws in the annular channels from the vertically located wing back and forth along the flight at an angle α cr = + 10 ° and α cr = -10 °, respectively, from + 90 ° to + 100 ° and from + 90 ° to + 80 °, both for pitch control during hovering and the possibility of freezing in place with headwind, respectively, annular channels, mont Rowan wingtip, fitted coaxially nodes rotation consoles last independent electromechanical rotation thereof nodes in a vertical longitudinal plane relative to the respective wing console by an angle α KP2 = ± 15 °, are provided in each end position of rotation of the wing console possibility differential but inphase accelerated deflection ring channels with pushing screws to the corresponding angles of attack (α cr2 ) from their lines of vertical and horizontal traction, respectively, forward-backward and up-down for super course-neutral control with reactive torque compensation from rotor operation and lateral control, respectively, for vertical take-off / landing, hovering and horizontal flight, but also upward for short take-off / landing, moreover, after its flight in the configuration of a winged gyroplane with a horizontally located wing and in in case of failure of the nodes of its rotation, the reactive moment is parried from the operation of the rotor when it is hinged due to a differential change in horizontal or force, or the direction of thrust is reversible of propellers, a power plant made according to parallel-serial hybrid technology of the power drive, consisting of electric cantilever and central engine nacelles, respectively, with pushing and rotor screws, the first two of which, having equal to each other and their total smaller vertical thrusts of pushing screws, providing at peak power corresponding to the electric motors smaller lifting force is about 1/3 of the take-off weight in comparison with the lifting force of the rotor are provided with left and right ELEKTROM otors made with the possibility of their operation at different angles of deviation in the vertical longitudinal plane and rotationally connected with the pushing screws are mounted in the corresponding engine nacelles, made with pushing screws behind the trailing edge of the inner ring part of the wing of the corresponding annular channels having developed bearing aerodynamic surfaces with V-shaped in terms of trailing edge mounted along the midline of the intralingular part of the wing, and the central rotor nacelle, in which as along with a gas turbine engine mounted along the axis of symmetry and at the rear of the pylon, having lateral air intakes and a rear exhaust outlet angular in plan, deflected to the side in the direction of rotation of the rotor, counteracting the reactive moment of the latter when hanging, and the front shaft output for taking off its power, and along with the main gearbox, which has an inverse T-shape along the symmetry axis, is equipped with a flight of the front and rear input, but also upper output clutches, rotation they connect the main gearbox, respectively, with an electric motor generator located in front of the pylon and made by a reversible and gas turbine engine, but also with a rotor shaft, as well as an electric drive system that includes all electric motors, rechargeable batteries, an energy converter with a power control unit gears connecting and disconnecting electric motors and a gas turbine engine, switching generating power and the procedure for recharging batteries from electric motor generator, which in the electric generator mode during the flight configuration of a winged gyroplane provides alternately two ways of generating power in the central engine nacelle or from an internal or external energy source, respectively, from a gas turbine engine or autorotating rotor, while both the front and rear input and upper output electromagnetic clutch, providing remote control of their clutch / disengagement as the corresponding input shafts of the main gearbox with the shaft of an electric motor generator and a gas turbine engine, and its output shaft with a rotor shaft, which in case of failure of all its engines has the possibility of emergency landing provided by the control unit having a backup power source for automatic disengagement of its shaft with the output shaft of the main gearbox and installation of its blades to the autorotating position with simultaneous automatic accelerated upward deflection both at an angle α cr = + 10 ° of the wing consoles, which have the maximum openness over its entire span a slatted slat and a sawtooth planar trailing edge, as well as an angle α cr = + 15 ° of the annular channels with pushing screws, in a hybrid central engine nacelle providing three ways of operating a gas turbine engine, but also including one method in a power generation system for charging batteries at transmission of its power, respectively, with an electric motor generator operating in the electric motor mode, or jointly or alternately from each to the rotor shaft, but also of independent operation in the distributed transmission of its power and on the latter, which provides for reloading the horizontal flight in the configuration of a rotorcraft, and on an electric motor-generator operating in the mode of an electric generator.
RU2013127080/11A 2013-06-13 2013-06-13 High-speed turboelectric helicopter RU2521090C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013127080/11A RU2521090C1 (en) 2013-06-13 2013-06-13 High-speed turboelectric helicopter

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013127080/11A RU2521090C1 (en) 2013-06-13 2013-06-13 High-speed turboelectric helicopter

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2521090C1 true RU2521090C1 (en) 2014-06-27

Family

ID=51218123

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013127080/11A RU2521090C1 (en) 2013-06-13 2013-06-13 High-speed turboelectric helicopter

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2521090C1 (en)

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2611480C1 (en) * 2016-01-26 2017-02-22 Дмитрий Сергеевич Дуров Multi-screw unmanned rotorcraft
RU2629482C1 (en) * 2016-03-29 2017-08-29 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned combined helicopter
RU2629478C2 (en) * 2016-02-18 2017-08-29 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed helicopter with propulsion-steering system
RU2655249C1 (en) * 2017-07-06 2018-05-24 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed helicopter-amphibious aircraft
RU204467U1 (en) * 2020-12-25 2021-05-26 Сергей Олегович Никитин HIGH-SPEED COMBINED HELICOPTER (ROTOR WING)
RU2767390C1 (en) * 2021-03-16 2022-03-17 Максим Анатольевич Миронов Vertical take-off and landing unmanned air vehicle
RU2771513C2 (en) * 2017-08-24 2022-05-05 Игорь Викторович Лентов Combined method for control of aircraft
RU2797468C1 (en) * 2022-08-01 2023-06-06 Василий Владимирович Яценко Aircraft

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20070215750A1 (en) * 2005-11-18 2007-09-20 Michael Shantz Radio controlled helicopter
RU2310583C2 (en) * 2005-11-15 2007-11-20 Д.С. Дуров Amphibious convertible helicopter
RU2351506C2 (en) * 2007-04-23 2009-04-10 Дмитрий Сергеевич Дуров Multipurpose hydroconvertipropeller plane
US8052094B2 (en) * 2007-05-22 2011-11-08 Eurocopter Fast hybrid helicopter with long range with longitudinal trim control

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2310583C2 (en) * 2005-11-15 2007-11-20 Д.С. Дуров Amphibious convertible helicopter
US20070215750A1 (en) * 2005-11-18 2007-09-20 Michael Shantz Radio controlled helicopter
RU2351506C2 (en) * 2007-04-23 2009-04-10 Дмитрий Сергеевич Дуров Multipurpose hydroconvertipropeller plane
US8052094B2 (en) * 2007-05-22 2011-11-08 Eurocopter Fast hybrid helicopter with long range with longitudinal trim control

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2611480C1 (en) * 2016-01-26 2017-02-22 Дмитрий Сергеевич Дуров Multi-screw unmanned rotorcraft
RU2629478C2 (en) * 2016-02-18 2017-08-29 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed helicopter with propulsion-steering system
RU2629482C1 (en) * 2016-03-29 2017-08-29 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned combined helicopter
RU2655249C1 (en) * 2017-07-06 2018-05-24 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed helicopter-amphibious aircraft
RU2771513C2 (en) * 2017-08-24 2022-05-05 Игорь Викторович Лентов Combined method for control of aircraft
RU204467U1 (en) * 2020-12-25 2021-05-26 Сергей Олегович Никитин HIGH-SPEED COMBINED HELICOPTER (ROTOR WING)
RU2767390C1 (en) * 2021-03-16 2022-03-17 Максим Анатольевич Миронов Vertical take-off and landing unmanned air vehicle
RU2797468C1 (en) * 2022-08-01 2023-06-06 Василий Владимирович Яценко Aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106927030B (en) Oil-electricity hybrid power multi-rotor aircraft and flight control method thereof
RU2521090C1 (en) High-speed turboelectric helicopter
CN101643116B (en) Tiltrotor controlled by double-propeller vertical duct
CN201729271U (en) Twin-propeller vertical duct controlled tiltrotor aircraft
RU2448869C1 (en) Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft
RU2527248C1 (en) Drone with hybrid power plant (versions)
RU2310583C2 (en) Amphibious convertible helicopter
US20210001979A1 (en) Vtol aircraft using fixed forward canted rotors to simulate rigid wing dynamics
RU2547155C1 (en) Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft
WO2013056493A1 (en) Composite aircraft consisting of fixed-wing and electrically driven propellers
RU2548304C1 (en) Multirotor convertible high-speed helicopter
CN107662702B (en) Hybrid power double-coaxial same-side reverse tilting rotor aircraft
CN205022862U (en) Power device and fixed wing aircraft with mechanism of verting
RU2648503C1 (en) Unmanned convertiplane with an arched wing
RU2629478C2 (en) High-speed helicopter with propulsion-steering system
RU2550909C1 (en) Multirotor convertible pilotless helicopter
RU2609856C1 (en) Fast-speed convertible compound helicopter
RU2351506C2 (en) Multipurpose hydroconvertipropeller plane
CA3073260A1 (en) An airplane with tandem roto-stabilizers
RU2543120C1 (en) Multirotor hybrid electrical convertiplane
RU2492112C1 (en) Heavy-duty multi-propeller converter plate
RU2542805C1 (en) Vtol aircraft with hybrid power plant
RU2629473C1 (en) Unmanned vertiplane with channel propellers
RU2661277C1 (en) Unmanned carrier-based convertible rotorcraft
RU2611480C1 (en) Multi-screw unmanned rotorcraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20160614