RU2547155C1 - Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft - Google Patents
Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2547155C1 RU2547155C1 RU2014101533/11A RU2014101533A RU2547155C1 RU 2547155 C1 RU2547155 C1 RU 2547155C1 RU 2014101533/11 A RU2014101533/11 A RU 2014101533/11A RU 2014101533 A RU2014101533 A RU 2014101533A RU 2547155 C1 RU2547155 C1 RU 2547155C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- screws
- wing
- smaller
- screw
- power
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многовинтовых беспилотных электроконвертопланов с расположением одной, двух или трех пар трехвинтовых модулей, смонтированных на концах поворотных консолей одного, двух или трех тандемных крыльев, выполненных по системе распределенной тяги разновеликих винтов, имеющих по два меньших винта, расположенных вокруг большего во внешних и внутренних его квадрантах, обеспечивающих возможность выполнения вертикального или короткого взлета и посадки (ВВП или КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of multi-screw unmanned electro-convertibles with the location of one, two or three pairs of three-screw modules mounted on the ends of the rotary consoles of one, two or three tandem wings, made according to the distributed thrust system of different-sized propellers with two smaller screws located around the larger one in its outer and inner quadrants, providing the ability to perform vertical or short take-off and landing (GDP or KVP), but also short take-off and vertical landing (KVVP).
Известен беспилотный конвертоплан модели “Eagle Eye” компаний “Bell” и “Scaled Composites” (США), представляющий собой моноплан со среднерасположенным крылом и на концах его консолей смонтированы редукторы с винтами, установленными в поворотных гондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, имеющий в центре фюзеляжа двигатель и главный редуктор с синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла, двухкилевое оперение и убирающееся в носовой и кормовой отсеки фюзеляжа шасси велосипедной схемы со вспомогательными колесами на концах поворотных гондол.Known unmanned convertiplane model “Eagle Eye” companies “Bell” and “Scaled Composites” (USA), which is a monoplane with a mid-wing and at the ends of its consoles mounted gearboxes with screws installed in rotary nacelles, when turned, it is converted into a twin-rotor helicopter cross-sectional diagram, having in the center of the fuselage an engine and a main gearbox with a synchronizing shaft located inside the wing, a two-fin plumage and a landing gear of the bicycle circuitry that can be retracted in the fore and aft compartments of the fuselage mogatelnymi wheels at the ends of rotary gondolas.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных гондол с тянущими винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, систему трансмиссии с синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности силовой установки между поворотными винтами, шасси велосипедной схемы со вспомогательными колесами на концах поворотных гондол.Signs that coincide - the presence of rotary nacelles with pulling screws that create horizontal and corresponding deviation of vertical traction, the range of rotation of the screws from 0 ° to + 97.5 °, a transmission system with a synchronizing shaft, laid inside the wing and ensuring uniform distribution of power of the power plant between the rotary screws, the chassis of the bicycle circuit with auxiliary wheels at the ends of the rotary nacelles.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах крыла поворотных гондол с редукторами и винтами, имеющими автоматы перекосов с управлением их общего, циклического и дифференциального изменения их шага, что предопределяет конструктивно сложное прямое крыло обратной стреловидности, оснащенное сложной системой поворота винтов и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что диаметры двух винтов ограничены размахом консолей крыла и как, следствие, при висении поток от винтов, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (почти 23%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что силовая установка включает один двигатель и, тем самым, снижает надежность крейсерского полета при его отказе, а расположение на концах крыла поворотных мотогондол с газотурбинными двигателями, имеющими выхлопные патрубки на конце поворотных мотогондол, создавая эффект спутной струи усложняет управление по крену и курсу при выполнении ВВП и полете вблизи земли. Четвертая - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота гондол, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот беспилотный конвертоплан не может, так как радиус его поворотных винтов гораздо больше высоты установки гондол на концах крыла и тем более шасси велосипедной схемы имеет вспомогательные колеса на концах гондол, которые могут использоваться только при выполнении технологии ВВП, что также исключает возможность выполнения КВП. Все это ограничивает возможность как уменьшения массы конструкции планера, так и дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи, особенно, при удвоении тяговооруженности и без дальнейшего увеличения диаметра поворотных винтов, а также улучшения показателей наработки на отказ и безотказности.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever placement at the wing ends of the rotary nacelles with gears and screws having skew automatic machines with control of their general, cyclic and differential changes in their pitch, which predetermines a structurally complex forward straight sweep wing equipped with a complex a system of turning screws and wing mechanization, which complicates the design and reduces reliability. The second one is that the diameters of the two screws are limited by the span of the wing consoles and, as a result, when the flow from the screws hangs, blowing over the wing consoles and creating a significant total loss (almost 23%) in their vertical thrust, the high flow rates of the discarded ones are also braked predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can dramatically reduce the thrust force of the screws and create an uncontrollable fall situation, which reduces the stability of control and safety. The third one is that the power plant includes one engine and, thereby, reduces the reliability of cruising flight when it fails, and the location on the wing ends of the rotary engine nacelles with gas turbine engines having exhaust pipes at the end of the rotary engine nacelles, creating the effect of a satellite stream complicates the control of roll and exchange rate while fulfilling GDP and flying near the ground. The fourth one is that the horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore, after its execution and with the possible failure of the gondola turning units, this unmanned tiltrotor cannot take off and land “in the plane” like a regular plane, since its radius rotary screws are much larger than the installation height of the nacelles at the ends of the wing, and the more so the bicycle chassis has auxiliary wheels at the ends of the nacelles, which can only be used when implementing the GDP technology, which also eliminates the possibility of s implementation of the OHR. All this limits the possibility of both reducing the weight of the airframe structure, and further increasing take-off weight and weight return, especially when doubling the thrust-weight ratio and without further increasing the diameter of the rotary screws, as well as improving the MTBF.
Известен полномасштабный беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) “Project Zero” фирмы Agusta Westland (Италия/Англия) [1], содержащий моноплан со среднерасположенным крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные его части 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 аккумуляторы, двухкилевое V-образное оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой опорой.Known full-scale unmanned electroconvertoplan (BEKP) “Project Zero” company Agusta Westland (Italy / England) [1], containing a monoplane with a mid-wing, with end wings its external removable parts from the annular wing consoles, inside the latter mounted electric motors with screws installed in rotary engine nacelles, during rotation of which it is converted into a twin-rotor helicopter, contains in the fuselage of carbon fiber plastic a control system and batteries, a two-keel V-shaped plumage and three hundred retractable wheeled landing gear with nose support.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0° 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 ° to + 97.5 °, contains a control system that evenly distributes the charge of the batteries of full-scale BECP between rotary electric motors with pulling screws, providing speeds of up to 500 km / h and a flight altitude of up to 7500 m, a two-keel V-tail, and a three-post retractable wheeled chassis, with a bow support. To charge the batteries, propellers when it is on the ground can be set in an “inclined” position, playing the role of wind turbines 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. Кроме того, электрические двигатели с постоянными магнитами имеют воздушное охлаждение, а источником их энергии является пакет литиево-ионных аккумуляторных батарей с плотностью энергии 0,2 кВт/кг. Если взлетная масса полномасштабного демонстратора “Project Zero” сопоставима с массой, например, вертолета MD-500 (около 1230 кг), то анализ показывает, что масса узлов и компонентов, которые могут быть заменены электрическими устройствами (двигатель, трансмиссия, системы силовой установки (СУ), топливная система и др.) составляет 27…40% от взлетной его массы. Поэтому, если ожидаемое время полета такого БЭКП может составлять порядка 20…25 минут, то только двухрежимная гибридная СУ, в которой используется совместный привод несущих винтов от газотурбинных двигателей и электродвигателей с генераторным источником питания и аккумуляторными батареями, используемыми в качестве аварийного источника питания (для посадки при отказах) может обеспечить достижение продолжительности полета 2…3 часа. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи при повышении тяговооруженности полностью электрического тяжелого БЭКП. Поэтому, при полной электрификации СУ даже среднетяжелого БЭКП (с взлетной массой 1230 кг) с использованием в качестве источника энергии аккумуляторов с удельной массой в 4 раза меньшей нынешней 9 кг/кВт·ч при заданном времени полета 2…3 часа создание данного полномасштабного БЭКП осуществить не возможно, а с удельными характеристиками параллельно-последовательной гибридной СУ его масса уменьшится примерно на 27…40% по сравнению с традиционной схемой и его полномасштабная электрическая модель может быть освоена. Кроме того, современные технологии позволяют обеспечить следующие величины удельной массы электрических устройств как для электропривода (электродвигатель с блоком управления) до 0,32 кг/кВт (при мощности более 250 кВт), так и для электрогенератора до 0,23 кг/кВт, например, газотурбинный двигатель с обратимым электромотором-генератором при мощности более 300 кВт. Поэтому, только многодвигательные параллельно-последовательные гибридные СУ могут обеспечить выполнение заданного времени полета 3…5 часов и создание многовинтового БЭКП тяжелого класса.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 rotational nodes of the nacelles with propellers, this twin-screw BECP cannot take off and land “in the plane” like a regular airplane, since the radius of its pulling screws is much greater than the installation height of the 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 and, when such a wing has a vector of its thrust is not balanced. The disadvantage is also the undeveloped tail unit, hence the poor and directional stability and, especially, in the event of failure of one of the electric motors with traction asymmetry. In addition, permanent magnet electric motors are air-cooled, and their source of energy is a package of lithium-ion batteries with an energy density of 0.2 kW / kg. If the take-off mass of the full-scale Project Zero demonstrator is comparable to the mass of, for example, an MD-500 helicopter (about 1230 kg), then the analysis shows that the mass of components and components that can be replaced by electrical devices (engine, transmission, power plant systems ( SU), fuel system, etc.) is 27 ... 40% of its take-off weight. Therefore, if the expected flight time of such a BECP can be on the order of 20 ... 25 minutes, then only a dual-mode hybrid SU, which uses a joint rotor drive from gas turbine engines and electric motors with a generator power source and batteries used as an emergency power source (for landing in case of failures) can ensure the achievement of a flight duration of 2 ... 3 hours. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and weight return with an increase in the thrust-weight ratio of a fully electric heavy BECP. Therefore, with the complete electrification of the control system, even a medium-heavy BECP (with a take-off mass of 1230 kg) using batteries with a specific gravity 4 times less than the current 9 kg / kWh for a given flight time of 2 ... 3 hours, this full-scale BECP can be carried out not possible, but with the specific characteristics of a parallel-serial hybrid SU, its mass will decrease by about 27 ... 40% compared to the traditional circuit and its full-scale electrical model can be mastered. In addition, modern technologies make it possible to provide the following specific gravity of electrical devices both for an electric drive (electric motor with a control unit) up to 0.32 kg / kW (with a power of more than 250 kW), and for an electric generator up to 0.23 kg / kW, for example , a gas turbine engine with a reversible electric motor-generator with a power of more than 300 kW. Therefore, only multi-engine parallel-serial hybrid SUs can ensure the fulfillment of a given flight time of 3 ... 5 hours and the creation of a multi-screw heavy-duty BECP.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конвертоплан “Хиллер 1045” (США) [2 стр.173], содержащий планер из композитных материалов с высокорасположенным крылом, в середине поворотных консолей которого смонтированы под крылом в мотогондолах двигатели с редукторами и винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, синхронизирующую Т-образную в плане систему валов трансмиссии, связывающую между собой два двигателя и их с рулевыми винтами, смонтированными за Т-образным оперением на конце удлиненной балки, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными опорами, убираемыми в носовой и бортовые отсеки.Closest to the proposed invention is the Hiller 1045 tiltrotor (USA) [2 p. 173], comprising a composite airframe with a highly located wing, in the middle of the rotary consoles of which are mounted under the wing engines with gearboxes and screws, creating horizontal and corresponding by their deviation, the vertical thrust synchronizing the T-shaped in plan plan of the transmission shafts connecting the two engines and them with tail rotors mounted behind the T-shaped plumage at the end of Linen beam retractable wheeled tricycle landing gear with the nose and main auxiliary supports, retractable bow and side compartments.
Признаки, совпадающие - наличие на цельноповоротных консолях под крылом мотогондол с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением совместно с консолями крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота консолей крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, имеющее два главных больших винта и два меньших кормовых рулевых соосных винта для продольного управления. Все винты без автоматов перекосов с управлением их общего и дифференциального изменения шага, но и вращательно связаны посредством Т-образной в плане синхронизирующей системы соединительных валов трансмиссии.Signs that coincide - the presence of rotatable consoles under the wing of a nacelle with pulling screws that convert horizontal thrust to vertical by their corresponding deviation together with the wing consoles upward from a horizontal position by an angle of 90 °, the range of rotation of the wing consoles from 0 ° to + 100 °, rotation of the screws - a synchronizing wing of small elongation, having two main large propellers and two smaller aft coaxial coaxial propellers for longitudinal control. All screws without swashplate with the control of their total and differential pitch changes, but also rotationally connected by means of a T-shaped in terms of a synchronization system of the transmission connecting shafts.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные элементы крыла с винтами с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что рулевые соосные винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильностью управления и значительно увеличивает опасность, создаваемую рулевыми винтами для наземного персонала на вертолетных режимах полета. Все это весьма усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и ограничивает возможность увеличения взлетного веса и повышения весовой отдачи, особенно, при удвоении тяговооруженности и без дальнейшего увеличения диаметра винтов.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever arrangement of the rotary elements of the wing with the engine, gearbox and screws determines a structurally complex straight wing, equipped with upper and lower skin panels and equipped with a complex system of rotation and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability . The second is that the rotary elements of the wing with screws, with an increase in its angle of attack during transient flight modes, create a risk of flow stall on the wing until the screws create the necessary lifting force, which reduces reliability and safety. The third one is that the coaxial steering screws of the longitudinal control, made of three-blade with variable pitch, are installed in the rear of the fuselage and mounted on the tail folding beam. This complicates the design and determines the use of a special integrating control device, which during transitional flight modes, taking into account possible stall flow on the wing, does not provide sufficient control stability and significantly increases the danger posed by tail rotors for ground personnel in helicopter flight modes. All this greatly complicates the design and reduces reliability, but also limits the possibility of increasing take-off weight and increasing weight return, especially when doubling the thrust-weight ratio and without further increasing the diameter of the screws.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше конвертоплане “Хиллер 1045” увеличения взлетного веса и повышения весовой отдачи, транспортной и топливной эффективности, упрощения конструкции и исключения главного редуктора с валами трансмиссии и киля с удлиненной балкой и рулевыми винтами, увеличения скорости, дальности и высоты полета, упрощения продольной управляемости при переходных маневрах, вертикальном взлете, посадке и висении и улучшения поперечной и путевой устойчивости, а также управляемости по крену и курсу.The proposed invention solves the problem in the aforementioned “Hiller 1045” tiltrotor to increase take-off weight and increase weight return, transport and fuel efficiency, simplify the design and eliminate the main gearbox with transmission and keel shafts with an extended beam and tail rotors, increase speed, range and flight height simplification of longitudinal controllability during transitional maneuvers, vertical take-off, landing and hovering and improvement of lateral and track stability, as well as controllability along the roll and heading.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного конвертоплана “Хиллер 1045”, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что на концах поворотных внутренних секций крыла С-образной формы, имеющего положительный угол поперечного V и оснащенного двумя трехвинтовыми модулями, выполненными с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, имеющими разновеликие винты, каждый левый и правый больший из которых, установленный в соответствующей гибридной мотогондоле с передним расположением силовой ее установки, снабженной на конце удобообтекаемой удлиненной задней ее части двумя меньшими винтами, размещенными вокруг большего винта за внешним и внутренним его квадрантами по системе распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с передним расположением электродвигателя, установленных вдоль средней линии на концах как верхней внутренней секции С-образного крыла, отклоненной вверх и назад от нижней основной его поверхности, так и нижней внешней секции с элероном, отклоненной относительно последней с наплывом вниз с отрицательным углом поперечного V и назад, отступя от передней кромки нижней основной поверхности крыла С-образной формы, снабженного снизу и сверху концевых его шайб соответствующими внешними и внутренними его секциями и образующего с цельноповоротным передним горизонтальным оперением и стабилизатором, имеющим от верхней его поверхности киль-шайбы, расположенные вовнутрь к плоскости симметрии, продольную схему триплана и снабжен возможностью изменения полетной его конфигурации с гибридного электровертолета с шестью флюгерно-реверсивными несущими винтами, размещенными в двух поперечных системах РТРВ-(Х1+2), имея при этом ярусное расположение тянущих винтов, обеспечивают вертикальный взлет, посадку и висение при полной компенсации реактивных крутящих моментов от всех несущих винтов, имеющих противоположное направление вращения между левым и правым большими винтами трехвинтовых модулей, а также между меньшими винтами как в каждой левой и правой их паре, так и в каждой передней и задней их паре, но и при одинаковом направлении вращения между несущими винтами в каждой диагональной группе меньших винтов, в полетную конфигурацию электросамолета, позволяющего достичь первой или второй крейсерской скорости полета с двух- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с одной или двумя парами винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, в каждом из которых больший или два меньших винта устанавливаются соответственно во флюгерное положение и последние из них, расположенные вокруг большего винта с межцентровым расстоянием от последнего, определяемым из соотношения: Амр=(R+r), м (где: Амр - межцентровое расстояние, R и r - радиусы большего и меньших винтов соответственно), но и обратно, при этом диаметры несущих винтов в каждом трехвинтовом модуле, определяемые из соотношения: 
Кроме того, с целью исключения стабилизатора, удвоения взлетного его веса и полезной нагрузки при выполнении ВВП он, имея наряду с двумя передними системами РТРВ-(Х1+2) меньшего крыла С-образной формы, выполнен по аэродинамической схеме тандем с задним большим крылом, расположенным параллельно и выше переднего с поворотными левым и правым трехвинтовыми модулями, имеющими меньшие винты, создающие в двух задних системах РТРВ-(Х1+2) непосредственное управление боковой и подъемной силой, размещенные вдоль средней линии соответственно на килях и внешних секциях заднего крыла, размещенных, отступя от передней его кромки, соответственно вовнутрь к плоскости симметрии под углом 15° и с отрицательным углом -3° поперечного V, имеющих соответственно как форкили и наплывы, выполненные от передней кромки заднего крыла, так и рули направления и элероны в разнесенных оперениях последнего.In addition, with the goal of eliminating the stabilizer, doubling its take-off weight and payload when fulfilling GDP, it, along with two front systems of RTRV- (X1 + 2) smaller C-shaped wing, is made according to the aerodynamic scheme of a tandem with a large rear wing, located parallel and above the front one with rotary left and right three-screw modules, which have smaller screws, creating in the two rear systems РТРВ- (Х1 + 2) direct control of lateral and lifting force, placed along the midline respectively on the keels and external sections of the hind wing, located, departing from its front edge, respectively, inward to the plane of symmetry at an angle of 15 ° and with a negative angle of -3 ° of the transverse V, having, respectively, forks and influx made from the leading edge of the hind wing and rudders and ailerons in the spaced plumage of the latter.
Кроме того, с целью полуторакратного увеличения взлетного его веса и полезной нагрузки при выполнении ВВП он в аэродинамической схеме трех высокорасположенных тандемных крыльев, имея наряду с разновеликими С-образной формы передним меньшим и средним большим крыльями с соответствующими четырьмя поворотными системами РТРВ-(Х1+2), две левые и две правые из которых на концах крыльев С-образной формы, имеющих от узла их поворота до оси вращения большего винта длину равновеликую сумме радиуса большего и диаметра меньшего винтов, оснащен задним крылом равновеликим с передним, имеющим на концах две поворотные системы РТРВ-(Х1+2), меньшие винты которых непосредственного управления подъемной и боковой силой размещены соответственно на горизонтальных внешних секциях заднего крыла и вертикальных его килях в крыльевых оперениях.In addition, in order to increase its take-off weight and payload by a factor of 1.5 when fulfilling GDP, it has in the aerodynamic scheme of three highly located tandem wings, having along with different-sized C-shaped front smaller and medium large wings with the corresponding four rotary systems РТРВ- (Х1 + 2 ), two left and two right of which at the ends of the wings are C-shaped, having from the node of their rotation to the axis of rotation of the larger screw a length equal to the sum of the radius of the larger and the diameter of the smaller screws, is equipped with a rear is the same wing with the front wing, with two rotary systems РТРВ- (Х1 + 2) at the ends, the smaller screws of which directly control the lifting and lateral forces are located respectively on the horizontal external sections of the rear wing and its vertical keels in wing feathers.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить высокоскоростной многовинтовой беспилотный электроконвертоплан с поперечным расположением одной, двух или трех пар трехвинтовых модулей, смонтированных на концах поворотных секций одного крыла, двух или трех тандемных крыльев с положительным углом поперечного V, выполненных по системе распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ), имеющих по два меньших винта расположенных вокруг большего винта за внешним и внутренним его квадрантами, обеспечивающих возможность преобразования его полетной конфигурации с гибридного электровертолета, например, с шестью флюгерно-реверсивными несущими винтами, образующими две системы ярусного расположения несущих винтов и обеспечивающими вертикальный взлет, посадку и висение, имеющими при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов, в полетную конфигурацию электросамолета, позволяющего достичь первой или второй крейсерской скорости полета с двух- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с одной или двумя парами тянущих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, но и обратно. При этом, наряду двух больших винтов, смонтированных на поворотных секциях крыла в гибридых мотогондолах с передним расположением силовой ее установки, которая снабжена двумя меньшими винтами, размещенными на конце удобообтекаемой удлиненной задней ее части по концепции кругового их расположения относительно большего винта в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с передним расположением электродвигателя, установленных на внутренних и внешних секциях Сообразного крыла, имеющего с низу и сверху концевых его шайб внешние и внутренние секции и образующего с цельноповоротным передним горизонтальным оперением и стабилизатором, имеющим от верхней его поверхности киль-шайбы, расположенные вовнутрь к плоскости симметрии, продольную схему триплана. Это позволит, уменьшая вес планера и потери вертикальной тяги от левых и правых винтов в трехвинтовых модулях, увеличить полезную нагрузку и повысить весовую отдачу, но и транспортную и топливную эффективности. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионной аккумуляторной батареи снизится до 30% от ее максимума система управления в каждой гибридной мотогондоле автоматически отключит выходной муфтой сцепления больший тянущий винт от ОЭМГ, имеющего с соответствующим винтом расположенную горизонтально ось их вращения на самолетных режимах полета, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ГТД в каждой гибридной мотогондоле большей группы винтов, который будет вращать ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, обеспечивающего подзарядку пакета литиево-ионных аккумуляторов в крейсерском режиме полета. Это, наравне с последним, позволит также при переходных маневрах повысить путевую устойчивость и управляемость по курсу, но и продольную стабильность и поперечную управляемость при висении, а размещение каждой гибридной мотогондолы большей группы винтов по обе стороны от оси симметрии обеспечит значительное упрощение системы управления электроприводами, но и позволит исключить вредную обдувку выхлопными газами соответствующего ГТД меньших тянущих винтов. Кроме того, это позволит также достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей систему электропривода, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим все электродвигатели и все ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионных аккумуляторов, что обеспечит возможность одновременной работы всех электродвигателей, двух ОЭМГ и, особенно, с двумя ГТД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит значительное уменьшение миделя каждой гибридной мотогондолы, но и ширину переднего обтекателя носовой ее части.Due to the presence of these features, it is possible to perform a high-speed multi-rotor unmanned electro-convertiplane with a transverse arrangement of one, two or three pairs of three-screw modules mounted at the ends of the rotary sections of one wing, two or three tandem wings with a positive transverse angle V, made according to the distributed thrust system of different-sized screws ( RTRV), with two smaller screws located around the larger screw behind its outer and inner quadrants, providing the possibility of transformation I have its flight configuration from a hybrid electric helicopter, for example, with six vane-reversing rotors, forming two systems of longline arrangement of rotors and providing vertical take-off, landing and hovering, while having all the rotors completely compensating for reactive torques, in the flight configuration electric aircraft, allowing to achieve the first or second cruising flight speed with a two- or four-screw propulsion system, respectively, with one or two pairs of propellers s in the corresponding three-screw modules, but also vice versa. At the same time, along with two large screws mounted on rotary wing sections in hybrid engine nacelles with a front-mounted power unit, which is equipped with two smaller screws located at the end of its streamlined elongated rear part according to the concept of their circular arrangement with respect to a larger screw in the corresponding drop-shaped engine nacelles with a front-mounted electric motor mounted on the internal and external sections of the Corresponding Wing having external and external end and bottom washers morning sections and generatrix with an all-rotating front horizontal plumage and a stabilizer having keel washers from its upper surface located inward to the plane of symmetry, a longitudinal plan of the triplane. This will, by reducing the weight of the airframe and the loss of vertical thrust from the left and right screws in the three-screw modules, increase the payload and increase the weight return, but also transport and fuel efficiency. In a hybrid SU during a cruise flight, an increase in generating power for power supply, when the charge drop of a lithium-ion battery decreases to 30% of its maximum, the control system in each hybrid engine nacelle will automatically disconnect a larger pulling screw from the OEMH with an associated screw located with the corresponding screw horizontally the axis of their rotation in airplane flight modes, sets its blades in the vane position and turns on the gas turbine engine in each hybrid nacelle of a larger group of screws, wh ich will rotate OEMG operating in electric mode, providing charging pack of lithium-ion batteries in cruising flight. This, along with the latter, will also allow for transit stability and directional control during transitional maneuvers, but also longitudinal stability and lateral controllability when hanging, and the placement of each hybrid engine nacelle of a larger group of screws on both sides of the axis of symmetry will significantly simplify the drive control system, but it will also allow eliminating harmful blowing by the exhaust gases of the corresponding gas turbine engine of smaller pulling screws. In addition, this will also make it possible to achieve a very low-noise hybrid SU with an electric drive system, an energy converter with a power transmission control unit that connects and disconnects all electric motors and all gas turbine engines, switches the generating power and recharging procedure of lithium-ion batteries, which will ensure the simultaneous operation of all electric motors, two OEMGs and, especially, with two gas turbine engines without peak overloads and with a minimum acoustic signature. This will also improve flight safety and use of smaller GTE in its diameter, which will provide a significant reduction in the midsection of each hybrid nacelle, but also the width of the front fairing of its bow.
Предлагаемое изобретение многовинтового беспилотного электроконвертоплана (МБЭК) и варианты его исполнения и использования представлены на фиг.1 и 2.The proposed invention is a multi-rotor unmanned electroconvert (MBEC) and options for its implementation and use are presented in figures 1 and 2.
На фиг.1 на общем виде спереди изображен гибридный МБЭК-Х6 с условным расположением на вертолетных и самолетных режимах полета соответственно левого и правого поворотных трехвинтовых модулей системы РТРВ-(Х1+2) имеющих на килях и внешних секциях крыла меньшие винты, установленные вокруг больших.Figure 1 in a general front view shows a hybrid MBEK-X6 with a conditional arrangement on the helicopter and aircraft flight modes, respectively, of the left and right rotary three-screw modules of the RTRV- (X1 + 2) system having smaller screws mounted on the keels and external wing sections around large .
На фиг.2 на общем виде сбоку изображен МБЭК-Х12 с условным расположением трехвинтовых модулей системы РТРВ-(Х1+2) на вертолетных и самолетных режимах полета соответственно на переднем и заднем тандемных крыльях, имеющих на килях и внешних их секциях меньшие винты, установленные вокруг больших.Figure 2 shows a general side view of MBEC-X12 with a conventional arrangement of three-screw modules of the RTRV- (X1 + 2) system in helicopter and aircraft flight modes, respectively, on the front and rear tandem wings, which have smaller screws installed on the keels and their outer sections around the big ones.
Высокоскоростной гибридный МБЭК, выполненный из композитных материалов по продольной схеме триплана и концепции поперечного расположения двух трехвинтовых модулей системы РТРВ-(Х1+2) и представленный на фиг.1, содержит фюзеляж 1, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ЦПГО) 2, стабилизатор 3 с киль-шайбами 4 и высокорасположенное крыло 5 с положительным углом +5° поперечного V, имеющее на концах поворотных его секций гибридные мотогондолы 6, каждая из которых имеет удобообтекаемую удлиненную заднюю ее часть. На конце последних установлены внутренние 7 и внешние 8 с наплывами 9 и элеронами 10 секции крыла 5, смонтированные с отрицательным углом -15° поперечного V, увеличивают размах крыла 5 и его несущую способность. Киль-шайбы 4, отклоненные во внутрь к плоскости симметрии, имеют рули направления 11. Крыло 5 С-образной формы с закрылками 12, выполнено с поворотными секциями 13, снабженными левым 14 и правым 15 большими тянущими винтами, смонтированными в гибридных мотогондолах 6 с передним в них расположением ГСУ. Каждая гибридная мотогондола 6 на конце удлиненной ее части снабжена внешним 16 и внутренним 17 меньшими тянущими винтами, размещенными по концепции кругового их расположения относительно соответствующих больших винтов 14-15 в соответствующих каплевидной формы мотогондолах 18-19 и 20-21, установленных соответственно на внешних 8 и внутренних 7 секциях и имеющих переднее расположение электродвигателя, вращательно связанного с соответствующим меньшим тянущим винтом 16-17.A high-speed hybrid MBEC made of composite materials according to the longitudinal scheme of the triplane and the concept of the transverse arrangement of two three-screw modules of the RTRV- (X1 + 2) system and shown in Fig. 1, contains the fuselage 1, the all-inclined front horizontal tail unit (CPGO) 2, the stabilizer 3 s keel washers 4 and a highly located wing 5 with a positive angle of + 5 ° transverse V having
Гибридная СУ выполнена по параллельно-последовательной технологии силового привода и снабжена левыми 18 и правыми 19 внешними и левыми 20 и правыми 21 внутренними мотогондолами с электродвигателями, вращательно связанными с соответствующими четырьмя винтами 16-17 меньшей группы, но и двумя гибридными мотогондолами 6, в каждой их которых наряду с левым 14 и правым 15 большим винтом размещен ОЭМГ, вращательно связанные как с соответствующим большим винтом 14-15 через муфту сцепления, так и с ГТД. Гибридная СУ содержит систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели, ОЭМГ и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается только при горизонтальном полете его программируемым системно-логическим контроллером блока управления, получая от датчика уровня зарядки аккумуляторов и наличии их полной зарядки или падении ее до 30% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно очередного времени зависания или включение в каждой гибридной мотогондоле 6 ГТД для генерации мощности от внутреннего источника, но и дистанционное управление выходной электромагнитной муфтой сцепления, расцепляющей выходной вал ОЭМГ с валом соответствующего большего винта 14-15, установленного во флюгерное положение (на фиг.1 не показаны). При этом ГТД, выполненные, в частности, для их работы при различных углах их отклонения, снабжены по внешним бортам гибридных мтогондол 6 выхлопными патрубками и установлены с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации. Четырехлопастные винты двух трехвинтовых модулей, смонтированных на поворотных секциях крыла 5, имеют диапазон поворота но от 0° до +100°, выполнены флюгерно-реверсивными и без автоматов перекоса их лопастей и с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот трехвинтовых модулей с винтами большими 14-15 и меньшими 16-17, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета шестивинтовой несущей схемы в четырех- или двухвинтовой самолет продольной схемы триплана, осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка колесного шасси, управление ЦПГО 2, элеронами 12, закрылками 13 и рулями направления 11 осуществляется электрически. Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная носовая опора с мотор-колесом 22 убирается в переднюю нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 23 - в бортовые отсеки.The hybrid SU is made using parallel-sequential power drive technology and is equipped with left 18 and right 19 external and left 20 and right 21 internal engine nacelles with electric motors rotationally connected to the corresponding four screws 16-17 of the smaller group, but also two
Управление гибридным МБЭК-Х6 обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага шести поворотных винтов: двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 и отклонением ЦПГО 2 и рулевых поверхностей 11 и 12, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 5 и ЦПГО 2, горизонтальная тяга при 1-ой или 2-ой крейсерской скорости полета - большими двумя винтами 14-15 или только четырьмя меньшими 16-17 соответственно, на режиме висения только винтами большими 14-15 и меньшими 16-17, на режиме перехода - крылом 5 и ЦПГО 2 с винтами большими 14-15 и меньшими 16-17. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 12 крыла 5 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов двух больших 14-15 и четырех меньших 16-17 от горизонтального положения, отклоняясь одновременно все из них вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.1). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (Мz), то он парируется отклонением ЦПГО 2, создающим, работая в зоне обдува больших винтов 14-15, парирующую силу. После установки поворотных винтов двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них несущие винты два больших 14-15 и четыре меньших винтов 16-17, имеющих в каждой диагональной группе несущих винтов одинаковое направление вращения, как передний левый винт с задним винтом, так и задний левый с передним правым винтом соответственно на мотогондолах как 18 и 21, так и 19 и 20 (см. фиг.1), образуют под МБЭК-Х6 область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки, повышающей их эффективность. Поворотные два больших 14-15 и четыре меньших 16-17 винта отклоняются от горизонтального положения в вертикальное на угол 90° и 45° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) МБЭК-Х6 на вертолетных и самолетных режимах его полета на взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование МБЭК-Х6 на аэродроме и его разгон до 40-50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от переднего мотор-колеса 20, Для соответствующей посадки высокоскоростного МБЭК-Х6 на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 22 и 23, убирающегося трехопорного шасси.The MBEK-X6 hybrid is controlled by a common and differential pitch change of six rotary screws: two large 14-15 and four smaller screws 16-17 and a deviation of the CPGO 2 and steering surfaces 11 and 12 working in the area of active blowing of these screws. During cruise flight, the lifting force is created by wing 5 and TsPGO 2, horizontal thrust at the 1st or 2nd cruising flight speed - with two large screws 14-15 or only four smaller 16-17, respectively, in the hover mode only with large screws 14-15 and less than 16-17, in the transition mode - wing 5 and TsPGO 2 with screws large 14-15 and less 16-17. When moving to vertical take-off-landing (hovering), the flaps 12 of the wing 5 deviate to their maximum angles simultaneously from the turns of two large 14-15 and four smaller 16-17 from the horizontal position, deviating all of them upward at the same time, are installed vertically (see Fig. .one). When switching from an airplane flight mode to a hovering mode and if there is a pitch moment (M z ), then it is countered by the deviation of the CPGO 2, which creates, while working in the zone of blowing large screws 14-15, a fending force. After installing the rotary screws of two large 14-15 and four smaller screws 16-17 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 rotors are two large 14-15 and four smaller rotors 16-17, having the same direction of rotation in each diagonal group of rotors, both the front left screw with the rear screw and the rear one the left one with the front right screw, respectively, on the engine nacelles as 18 and 21, and 19 and 20 (see figure 1), form a compressed air area under MBEC-X6, which creates the effect of an air cushion that increases their efficiency. The rotary two large 14-15 and four smaller 16-17 propellers deviate from the horizontal position to the vertical angle of 90 ° and 45 °, respectively, with vertical take-off (landing) and short-take-off take-off (short-run landing) MBEC-X6 on helicopter and airplane modes of its flight on takeoff and landing modes in reloading variant with maximum takeoff weight. At the same time, MBEK-X6 maneuvering at the airport and its acceleration to 40-50 km / h in short take-off modes is provided from the
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление МБЭК-Х6 осуществляется изменением шага винтов меньших винтов 16-17 внешней группы и внутренней группы соответственно на мотогондолах 18-19 и 20-21, путевое управление - изменением крутящих моментов каждой диагональной группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения четырех меньших несущих винтов 16-17, например, как передний левый винт с задним правым винтом, так и задний левый с передним правым винтом. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левого большего винта 14 и правого большего винта 15, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага всех винтов меньшей группы 16-17. Отсутствие при висении перекрытия двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 также значительно снижает вредное их 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 поворотные два больших 14-15 и четыре меньших винта 16-17 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.1). После чего убираются закрылки 12 и производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 11. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением ЦПГО 2 и элеронов 10 соответственно. При полете МБЭК-Х6 на самолетных режимах и создании горизонтальной тяги его тянущие большие винты 14-15 имеют взаимно противоположное их вращение между собой и, тем самым, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыла 5, но и весьма повышающее эффективность двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 на режимах вертикального взлета, посадки и висения. При его полетной вертолетной конфигурации шестивинтовой несущей схемы реактивные моменты от поворотных винтов двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах винтов.When hovering in helicopter flight modes, the MBEK-X6 longitudinal control is carried out by changing the pitch of the screws of the smaller screws 16-17 of the outer group and the inner group, respectively on the engine nacelles 18-19 and 20-21, directional control by changing the torques of each diagonal group of screws having the same direction rotation of the four smaller rotors 16-17, for example, both the front left screw with the rear right screw and the rear left with the front right screw. Cross control is provided by changing the pitch of the left
Таким образом, высокоскоростной МБЭК-Х6, имеющий два трехвинтовых модуля системы РТРВ-(Х1+2), смонтированных на поворотных секциях С-образного крыла, имеющих по два меньших винта расположенных вокруг большего винта, представляет собой беспилотный вертолет-самолет с многодвигательной гибридной СУ, позволяющей исключить главный редуктор с валами трансмиссии и, самое главное, выполнить технологии ВВП и КВП соответственно при одновременном отказе двух ГТД и их же с двумя ОЭМГ. Поворотные винты флюгерно-реверсивные, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем ЦПГО, находясь спереди крыла, создает дополнительную подъемную силу и весьма разгружает его, что и предопределяет возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП. Важной особенностью применения данной концепции в МБЭК, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду со среднетяжелыми высокоскоростными МБЭК-Х6, также освоить и тяжелые МБЭК-Х12. Возможно, например, на базе самолета МиГ-110 освоение с 3-мя тандемными крыльями и МБЭК-Х18 сверхтяжелого класса с взлетным весом 11475 и 14675 кг и для перевозки 3,2 и 5,5 т груза с дальностью полета до 2080 и 3360 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ такого МБЭК-3,2 в 6-ти трехвинтовых модулях (с винтами D/d=2,88/2,0 м) может иметь 12-ть электромоторов и 6-ть ОЭМГ суммарной пиковой/номинальной мощности 3600/1980 кВт и 6-ть генераторных ГТД (ВК-150). Последние при выполнении ВВП могут предоставить еще 705 кВт (960 л.с.) и совместно с литиево-ионной батарей позволят МБЭК-3,2 выполнить зависание на 20 минут и в самолетной конфигурации пролететь еще 100 км до падения ее заряда до 30% от максимального значения. Затем включатся все ГТД и будут подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении ВВП вмещает 825 кг, что эквивалентно 3,85 часа его полета и позволит при этом достичь радиуса действия 1040 км.Thus, the high-speed MBEK-X6, which has two three-screw modules of the RTRV- (X1 + 2) system mounted on the rotary sections of the C-wing with two smaller screws located around the larger propeller, is an unmanned helicopter-plane with multi-engine hybrid SU , which allows to exclude the main gearbox with transmission shafts and, most importantly, to implement the technology of GDP and KVP, respectively, with the simultaneous failure of two gas turbine engines and them with two OEMs. Rotary vane-reversible propellers that create vertical and corresponding deflection horizontal traction, provide the necessary control moments and reduce the distance when landing with mileage. Moreover, the TsSPGO, being in front of the wing, creates additional lifting force and very unloads it, which determines the ability to easily implement the technology of GDP and KVP, but also KVVP. An important feature of the application of this concept in MBEC, which provides a qualitative increase in consumer properties, is that it is scalable and allows, along with medium-heavy high-speed MBEK-X6, also to master heavy MBEK-X12. It is possible, for example, on the basis of the MiG-110 aircraft development with 3 tandem wings and MBEK-X18 super-heavy class with a take-off weight of 11475 and 14675 kg and for the transport of 3.2 and 5.5 tons of cargo with a flight range of up to 2080 and 3360 km respectively, when fulfilling GDP and KVP. The hybrid control system of such MBEK-3.2 in 6 three-screw modules (with screws D / d = 2.88 / 2.0 m) can have 12 electric motors and 6 OEMHs with a total peak / rated power of 3600/1980 kW and 6 generator gas turbine engines (VK-150). When fulfilling GDP, the latter can provide another 705 kW (960 hp) and, together with lithium-ion batteries, allow MBEK-3.2 to hang for 20 minutes and fly another 100 km in the airplane configuration until its charge drops to 30% of maximum value. Then all gas turbine engines will turn on and recharge the batteries. When fulfilling GDP, its fuel tank holds 825 kg, which is equivalent to 3.85 hours of its flight and will allow reaching a radius of 1040 km.
Поэтому, возможное создание высокоскоростных МБЭК и многовинтовых гибридных электроконвертопланов (МГЭК), имеющих при ВВП/КВП топливную экономичность 13,91/9,73 г/пасс·км, позволят освоить широкое их семейство (см. табл.1) и достойно конкурировать с корпорацией IAI (Израиль) и компаниями Agusta Westland (Италия/Англия), производящими и осваивающими полностью электрические БЭКП.Therefore, the possible creation of high-speed MBEC and multi-screw hybrid electric envelope plans (MPEC) with fuel economy of 13.91 / 9.73 g / pass · km at GDP / KVP will make it possible to master their wide family (see Table 1) and compete with IAI Corporation (Israel) and Agusta Westland (Italy / England) companies producing and mastering fully electric BECP.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014101533/11A RU2547155C1 (en) | 2014-01-17 | 2014-01-17 | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014101533/11A RU2547155C1 (en) | 2014-01-17 | 2014-01-17 | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2547155C1 true RU2547155C1 (en) | 2015-04-10 |
Family
ID=53296192
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014101533/11A RU2547155C1 (en) | 2014-01-17 | 2014-01-17 | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2547155C1 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108780988A (en) * | 2016-04-08 | 2018-11-09 | 天技术有限公司 | It is installed on the construction of line device of unmanned plane and utilizes its construction of line method |
| RU2674622C1 (en) * | 2017-11-23 | 2018-12-12 | Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" | Convertiplane |
| CN109263951A (en) * | 2018-10-30 | 2019-01-25 | 佛山市神风航空科技有限公司 | A kind of aircraft of Novel vertical lift |
| US20210122466A1 (en) * | 2019-10-28 | 2021-04-29 | Uber Technologies, Inc. | Aerial vehicle with differential control mechanisms |
| CN113934223A (en) * | 2021-09-29 | 2022-01-14 | 北京航空航天大学 | Unmanned autorotation gyroplane landing control method |
| CN114454738A (en) * | 2021-11-15 | 2022-05-10 | 中国人民解放军海军工程大学 | Four rotors and wireless unmanned aerial vehicle that charges of fixed wing composite module formula |
| CN118034071A (en) * | 2024-04-15 | 2024-05-14 | 四川沃飞长空科技发展有限公司 | Aircraft control distribution method and device, aircraft, storage medium and product |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2264951C1 (en) * | 2004-02-24 | 2005-11-27 | Дуров Дмитрий Сергеевич | Hydroconverti ground-effect craft |
| US7874513B1 (en) * | 2005-10-18 | 2011-01-25 | Smith Frick A | Apparatus and method for vertical take-off and landing aircraft |
| RU2456209C1 (en) * | 2011-01-11 | 2012-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) | Converter plane |
| KR20130005501A (en) * | 2011-07-06 | 2013-01-16 | 부산대학교 산학협력단 | Unmanned air vehicle |
-
2014
- 2014-01-17 RU RU2014101533/11A patent/RU2547155C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2264951C1 (en) * | 2004-02-24 | 2005-11-27 | Дуров Дмитрий Сергеевич | Hydroconverti ground-effect craft |
| US7874513B1 (en) * | 2005-10-18 | 2011-01-25 | Smith Frick A | Apparatus and method for vertical take-off and landing aircraft |
| RU2456209C1 (en) * | 2011-01-11 | 2012-07-20 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева (КГТУ-КАИ) | Converter plane |
| KR20130005501A (en) * | 2011-07-06 | 2013-01-16 | 부산대학교 산학협력단 | Unmanned air vehicle |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108780988A (en) * | 2016-04-08 | 2018-11-09 | 天技术有限公司 | It is installed on the construction of line device of unmanned plane and utilizes its construction of line method |
| RU2674622C1 (en) * | 2017-11-23 | 2018-12-12 | Общество с ограниченной ответственностью "Техноветер" | Convertiplane |
| CN109263951A (en) * | 2018-10-30 | 2019-01-25 | 佛山市神风航空科技有限公司 | A kind of aircraft of Novel vertical lift |
| CN109263951B (en) * | 2018-10-30 | 2021-11-26 | 佛山市神风航空科技有限公司 | Novel vertical lift's aircraft |
| US20210122466A1 (en) * | 2019-10-28 | 2021-04-29 | Uber Technologies, Inc. | Aerial vehicle with differential control mechanisms |
| CN113934223A (en) * | 2021-09-29 | 2022-01-14 | 北京航空航天大学 | Unmanned autorotation gyroplane landing control method |
| CN113934223B (en) * | 2021-09-29 | 2023-06-02 | 北京航空航天大学 | Unmanned autorotation gyroplane landing control method |
| CN114454738A (en) * | 2021-11-15 | 2022-05-10 | 中国人民解放军海军工程大学 | Four rotors and wireless unmanned aerial vehicle that charges of fixed wing composite module formula |
| CN114454738B (en) * | 2021-11-15 | 2023-10-20 | 中国人民解放军海军工程大学 | Four rotor and fixed wing composite module type wireless unmanned aerial vehicle that charges |
| CN118034071A (en) * | 2024-04-15 | 2024-05-14 | 四川沃飞长空科技发展有限公司 | Aircraft control distribution method and device, aircraft, storage medium and product |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2547155C1 (en) | Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft | |
| CN103043212B (en) | The composite aircraft that fixed-wing forms with electronic many rotors | |
| RU2527248C1 (en) | Drone with hybrid power plant (versions) | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2648503C1 (en) | Unmanned convertiplane with an arched wing | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2543120C1 (en) | Multirotor hybrid electrical convertiplane | |
| RU2635431C1 (en) | Convertible aircraft | |
| US11827348B2 (en) | VTOL tilting fuselage winged frame multirotor aircraft | |
| RU2582743C1 (en) | Aircraft vertical take-off system | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2534676C1 (en) | Cryogenic turbo-electric stol aircraft | |
| RU2532672C1 (en) | Heavy convertible electric drone | |
| CN206327567U (en) | A kind of compound unmanned vehicle | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| CN106585964A (en) | Aircraft and flying method thereof |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170118 |