RU2582743C1 - Aircraft vertical take-off system - Google Patents

Aircraft vertical take-off system Download PDF

Info

Publication number
RU2582743C1
RU2582743C1 RU2014148660/11A RU2014148660A RU2582743C1 RU 2582743 C1 RU2582743 C1 RU 2582743C1 RU 2014148660/11 A RU2014148660/11 A RU 2014148660/11A RU 2014148660 A RU2014148660 A RU 2014148660A RU 2582743 C1 RU2582743 C1 RU 2582743C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
blms
btsn
flight
screws
Prior art date
Application number
RU2014148660/11A
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 RU2014148660/11A priority Critical patent/RU2582743C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2582743C1 publication Critical patent/RU2582743C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: aircraft vertical take-off system (AKVV) consists of unmanned heavy carrier aircraft (BTSN) and two towed on wing tips light multipurpose aircraft (BLMS), each of which has fuselage with front arrangement of engine and two coaxial pull screws mounted in non-retractable landing gear with wheels mounted at cowls on ends of keels of tail fin. AKVV is made based on concept of distributed thrust of different-size rotors (RTRV) at X2+4 scheme, ensuring possibility of transformation with joining flight configuration for proposed and horizontal cruising flight in separate three twin-screw flight configurations for horizontal flight, coupling/uncoupling in air. BTSN and BMLS are made on based on concept of “tailless aircraft” and biplane scheme and is equipped with two top and two bottom keels. Each nacelle has screw with front arrangement inside arched cantilever of first wing. To perform coupling/uncoupling via “wing - in pylon fairing” each BLMS is equipped with corresponding decomposable catcher, having a system of emergency detachment by explosive bolts.
EFFECT: simplified longitudinal controllability at hovering, improved transverse controllability at towed flight.
2 cl, 2 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания авиационного комплекса вертикального взлета с распределенной тягой разновеликих винтов по схеме Х2+4, включающего со стыковочными узлами беспилотные тяжелый самолет-носитель (БТСН) и два легких многоцелевых самолета (БЛМС), снабженные соответственно большими и меньшими винтами, и позволяющего при вертикальном или горизонтальном расположении их фюзеляжей изменять трансформацию в воздухе с буксировочной шести- или двухвинтовой полетной конфигурации в раздельные три двухвинтовые конфигурации для выполнения вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).The invention relates to the field of aviation technology and relates to the creation of an aircraft vertical take-off complex with distributed thrust of different-sized propellers according to the X2 + 4 scheme, including unmanned heavy carrier aircraft (BTSN) and two light multi-purpose aircraft (BLMS) equipped with docking units, respectively equipped with larger and smaller with screws, and allowing for the vertical or horizontal arrangement of their fuselages to change the transformation in the air from a towing six- or twin-screw flight configuration to separate t and twin screw configurations to perform vertical and short takeoff / landing (GDP and IAQ), but also short takeoff and vertical landing (KVVP).

Известен проект "Tom-Tom" (США), состоящий из специально доработанного четырехвинтового бомбардировщика модели ЕВ-29А и авиагруппы, включающей два одновинтовых специальной конструкции истребителя модели EF-84B, которые имели возможность пристыковываться к бомбардировщику с использованием гибких креплений между законцовками трапециевидных крыльев самолетов и должны были для увеличения радиуса действия истребителей буксироваться самолетом-носителем.The well-known project "Tom-Tom" (USA), consisting of a specially modified four-screw bomber model EB-29A and an air group, including two single-screw special design fighter model EF-84B, which had the ability to dock to the bomber using flexible mounts between the wing tips of the aircraft and should have been towed by a carrier aircraft to increase the range of fighters.

Признаки, совпадающие - наличие бомбардировщика ЕВ-29А, имеющего на консолях крыла четыре тянущих винта и выполняющего роль летающего авианосца, несущего на концах крыла авиагруппировку, но и снабженного системой гибких креплений между законцовками крыльев бомбардировщика и двух истребителей EF-84B, обеспечивающих возможность при горизонтальном их полете пристыковываться последних к бомбардировщику и расстыковываться, но и осуществлять раздельный или совместный их взлет и посадку. Однако после катастрофы 24 апреля 1953 г. и с целью недопущения в дальнейшем летальных несчастных случаев, было решено не взлетать и не садиться с состыкованными истребителями, а прицепляться и отцепляться на концах крыла самолета-носителя уже в полете и на достаточной для этого высоте.Signs that coincide are the presence of the EV-29A bomber, which has four pulling screws on the wing consoles and acts as a flying aircraft carrier carrying an aircraft group at the wing ends, but also equipped with a system of flexible fastenings between the wing tips of the bomber and two EF-84B fighters, which provide horizontal their flight to dock the latter to the bomber and undock, but also to carry out separate or joint take-off and landing. However, after the catastrophe on April 24, 1953 and in order to prevent further fatal accidents, it was decided not to take off and land with docked fighters, but to cling and detach at the ends of the wing of the carrier aircraft already in flight and at a sufficient height for this.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что эта система проекта "Tom-Tom" показала себя опасной из-за мощных завихрений, сходящих с законцовок крыла самолета-носителя ЕВ-29, которые вызывали сильнейшие крены истребителей EF-84B, что снижало безопасность пилотируемых полетов, а для выполнения состыкованного их взлета и посадки требовалось удлинение высоты стоек шасси каждого EF-84B, выравнивающее на стоянке плоскости крыльев на едином уровне. Вторая - это то, что после стыковки в полете с самолетом-носителем один из EF-84B начал раскачиваться с большой амплитудой, но никаких систем аварийной расстыковки предусмотрено не было и при этом конусная штанга оказалась вырванной из крыла ЕВ-29А, и не все самолеты успешно выполнили посадку. Поэтому эксперименты со стыковкой "крыло-в-крыло" с применением узлов стыковки на соответствующих концах крыльев решили прекратить. Третья - это то, что эта концепция при буксировочном горизонтальном их полете является слишком опасной, так как турбулентность и спутные струи представляют серьезную проблему, усиливаемую четырьмя тянущими винтами самолета-носителя, особенно, когда консоли состыкованных крыльев находятся в единой плоскости их хорд. Все это ограничивает повышение безопасности, скорости и дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и повышение поперечной стабилизации при буксировочном полете, а также возможность выполнения ВВП при палубном их базировании.Reasons that hinder the task: the first is that this Tom-Tom project system proved to be dangerous due to powerful twists coming off the wingtips of the EV-29 carrier aircraft, which caused the strongest rolls of the EF-84B fighters, which reduced the safety of manned flights, and to perform their docked take-off and landing, it was necessary to lengthen the height of the landing gear of each EF-84B, aligning the wing planes at a uniform level in the parking lot. The second is that after docking in flight with a carrier aircraft, one of the EF-84B began to swing with a large amplitude, but no emergency undocking systems were provided and the cone rod was torn from the wing of the EV-29A, and not all aircraft successfully completed the landing. Therefore, experiments with wing-to-wing docking using docking nodes at the respective ends of the wings were decided to stop. The third is that this concept is too dangerous when towing them horizontally, since turbulence and jets are a serious problem, reinforced by the four pulling screws of the carrier aircraft, especially when the consoles of the joined wings are in the same plane of their chords. All this limits the increase in safety, speed and range, indicators of transport and fuel efficiency, but also the increase in lateral stabilization during towing flight, as well as the possibility of fulfilling GDP when they are based on the deck.

Известен проект самолета вертикального взлета и посадки (СВВП), выполненный по схеме "бесхвостка" под руководством академика Б.Н. Юрьева и И.П. Братухина, содержит короткий фюзеляж с взаимно перпендикулярными четырьмя консолями крестообразного крыла малого удлинения, на концах которых смонтированы четыре турбовинтовых двигателя (ТВД) в гондолах с тянущими соосными винтами, обеспечивающими выполнение технологии ВВП только при вертикальном расположении его фюзеляжа на четырехопорном шасси неубирающимся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах консолей крестообразного крыла.Known design aircraft vertical take-off and landing (VTOL), made according to the scheme "tailless" under the guidance of Academician B.N. Yuryev and I.P. Bratukhin contains a short fuselage with mutually perpendicular four consoles of the cruciform wing of small elongation, at the ends of which four turboprop engines (TWDs) are mounted in nacelles with pulling coaxial screws that ensure the implementation of GDP technology only when its fuselage is vertically mounted on a four-leg landing gear, non-retractable mounted in fairings at the ends of the consoles of the cruciform wing.

Признаки, совпадающие - наличие фюзеляжа прямоугольного сечения с крестообразным крылом и силовой установкой (СУ), состоящей из четырех ТВД модели НК-12МВ мощностью по 12000 лс, которые использовались на бомбардировщике Ту-95 с тянущими соосными винтами диаметром 6 м, смонтированными на концах крыла и обеспечивающими выполнение ВВП только при соответствующем вертикальном расположении его фюзеляжа. Соосные винты имеют синхронизирующее и взаимно противоположное их вращение. Расчетная взлетная масса СВВП составляла 50…60 тонн в зависимости от условий полета, а максимальная взлетная тяга четырех соосных винтов - 90 тонн. Вертикально взлетающий самолет совершал вертикальный взлет, имея достаточную для набора высоты тяговооруженность (не менее 1,2-1,5), а затем должен был перейти к горизонтальному полету. В его носовой части находилась двухместная кабина экипажа. Кресла устанавливались на шарнирах с фиксацией, чтобы обеспечить комфортность экипажу при изменении положения фюзеляжа в процессе взлета и посадки. Проект 1954 года отличался оригинальностью компоновки и важнейшей особенностью этой разработки стала электрическая схема трансмиссии, заменившая традиционную механическую - с редукторами, валами и муфтами.Signs that coincide - the presence of a rectangular fuselage with a cross-shaped wing and a power unit (SU), consisting of four NK-12MV TVDs with a power of 12,000 hp each, which were used on a Tu-95 bomber with 6 m pulling coaxial screws mounted on the wing ends and ensuring the implementation of GDP only with the corresponding vertical arrangement of its fuselage. The coaxial screws have a synchronizing and mutually opposite rotation. The estimated take-off weight of the VTOL aircraft was 50 ... 60 tons, depending on the flight conditions, and the maximum take-off thrust of four coaxial screws was 90 tons. A vertically take-off aircraft made a vertical take-off, having a thrust-weight ratio sufficient for climb (at least 1.2-1.5), and then had to go to horizontal flight. In its bow was a double crew cabin. Armchairs were mounted on hinges with fixation to ensure crew comfort when the fuselage position changed during take-off and landing. The 1954 project was distinguished by the original layout and the most important feature of this development was the electric transmission circuit, which replaced the traditional mechanical one - with gearboxes, shafts and couplings.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что СВВП с движителем в виде четырех несущих соосных винтов, смонтированных в гондолах на концах прямых консолей крестообразного крыла и используемых как при выполнении ВВП, так и в горизонтальном полете, когда после набора большой вертикальной высоты до 1000 м летчик вводил его в пикирование и, набрав большую скорость из-за недостаточной несущей способности крыла, выходил на горизонтальный скоростной полет, что предопределяет значительный расход топлива при переходных режимах полета. Вторая - это то, что СВВП, имеющий четырехопорное шасси неубирающееся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах консолей прямого крыла, предопределяет только его вертикальный взлет при вертикальном расположении его фюзеляжа, что снижает безопасность в случае отказа одного или двух ТВД и возможности выполнить посадку "по-самолетному". Третья - это то, что в СВВП при вертикальном и горизонтальном его полете используются одни и те же его рулевые поверхности - рули направления и элевоны, находящиеся в воздушном потоке соосных винтов, неизменными из которых по своей сути остаются только элевоны для управления по тангажу, которые являются наиболее важными при переходе, что предопределяет необходимость при висении осуществлять перекладку данных рулей с управления по крену на рысканье, являющейся сложной задачей, не обеспечивающей стабильности управляемости по курсу. Все это ограничивает возможность дальнейшего упрощения управляемости по курсу при переходных режимах полета, повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности и возможность выполнения технологии КВП при аэродромном его базировании.Reasons that impede the task: the first is that the VTOL aircraft with a propulsion device in the form of four rotary coaxial screws mounted in nacelles at the ends of the straight consoles of the cruciform wing and used both when performing GDP and in horizontal flight, when after climbing a large vertical height up to 1000 m, the pilot introduced it into a dive and, gaining high speed due to insufficient wing bearing capacity, went on a horizontal high-speed flight, which predetermines significant fuel consumption during transient conditions Oleta. The second is that the VTOL aircraft, which has a four-leg landing gear fixed with shock absorbing struts mounted in fairings at the ends of the straight wing consoles, determines only its vertical take-off when the vertical position of its fuselage, which reduces safety in the event of failure of one or two fuel assemblies and the ability to land "on the plane." The third is that in VTOL during vertical and horizontal flight, the same steering surfaces are used - rudders and elevons located in the air flow of coaxial screws, of which essentially only elevons for pitch control remain unchanged, which are the most important during the transition, which makes it necessary, when hovering, to transfer these rudders from roll control to yaw, which is a difficult task that does not ensure stability of course control. All this limits the possibility of further simplifying course control during transient flight modes, increasing the flight range, indicators of transport and fuel efficiency, and the ability to perform LPC technology at its airfield.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является авиационный комплекс вертикального взлета, состоящий из беспилотных тяжелого самолета-носителя и двух буксируемых на концах крыла легких многоцелевых самолетов, каждый из которых представляет собой СВВП модели "XFV-1 Сэлмон" (США) [1] и имеет фюзеляж с передним размещением двигателя и двух соосных тянущих винтов, создающих по оси симметрии взлетную тягу, четырехопорное неубирающееся шасси с колесами, смонтированными в обтекателях на концах килей хвостового оперения.Closest to the proposed invention is an aircraft vertical take-off complex, consisting of unmanned heavy carrier aircraft and two light multi-purpose aircraft towed at the wing ends, each of which is an XFV-1 Salmon model (USA) [1] and has a fuselage with front placement of the engine and two coaxial pulling screws, creating a take-off thrust along the axis of symmetry, a four-support fixed gear with wheels mounted in fairings at the ends of the tail fins.

Признаки, совпадающие - наличие схемы моноплана с трапециевидным крылом без закрылок и Х-образным оперением, верхние и нижние кили которого отклонены наружу от плоскости симметрии под углом 45°. Среднерасположенное крыло имело удлинение λ=4 с углом стреловидности по передней кромке χ=20° и удельную нагрузку на крыло 404 кг/м2. В носовой части фюзеляжа перед крылом были расположены боковые воздухозаборники для ТВД модели Allison YT-40-A-14 со взлетной мощностью 5260 л.с. Соосные винты, имеющие взаимно противоположное вращение, расположены в передней части фюзеляжа и обеспечивают взлетную и маршевую тягу при выполнении ВВП с вертикальным и горизонтальным расположением его фюзеляжа соответственно. Использование соосных винтов позволяло избежать разворачивающего момента, который особенно трудно компенсировать при выполнении ВВП, а также устранить влияние гироскопического эффекта вращающихся масс винтов диаметром 4,88 м. Расчетная взлетная масса СВВП составляла 6800-7170 кг в зависимости от условий полета, а максимальная взлетная тяга двух соосных винтов - 9000 кг. Первый вертикальный взлет СВВП совершил 02.08.1954 г. при соответствующем положении его фюзеляжа, имел достаточную для набора высоты тяговооруженность (не менее 1,25-1,32) и возможность перехода к горизонтальному полету. В его носовой части находилась одноместная кабина летчика. Кресло устанавливалось на шарнирах и могло отклоняться на угол 45° с фиксацией, чтобы обеспечить комфортность пилоту при изменении положения фюзеляжа в процессе вертикального взлета и посадки.Signs that coincide are the presence of a monoplane layout with a trapezoidal wing without flaps and an X-shaped plumage, the upper and lower keels of which are deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 45 °. The mid-wing had an elongation of λ = 4 with a sweep angle along the leading edge χ = 20 ° and a specific wing load of 404 kg / m 2 . In the nose of the fuselage in front of the wing, there were side air intakes for the theater model Allison YT-40-A-14 with a take-off power of 5260 hp Coaxial screws having a mutually opposite rotation are located in the front of the fuselage and provide takeoff and marching thrust when performing GDP with a vertical and horizontal arrangement of its fuselage, respectively. The use of coaxial screws made it possible to avoid a turning point, which is especially difficult to compensate for when fulfilling GDP, and also to eliminate the influence of the gyroscopic effect of the rotating masses of screws with a diameter of 4.88 m. The calculated take-off weight of the VTOL aircraft was 6800-7170 kg, depending on the flight conditions, and the maximum take-off thrust two coaxial screws - 9000 kg. The first vertical take-off of the VTOL aircraft took place on 02.08.1954, with the corresponding position of its fuselage, had a thrust-weight ratio (at least 1.25-1.32) sufficient for gaining altitude, and the possibility of transition to horizontal flight. In its bow was a single-seat cockpit. The seat was mounted on hinges and could be deflected at an angle of 45 ° with fixation to provide comfort to the pilot when changing the position of the fuselage during vertical take-off and landing.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что СВВП, имеющий четырехопорное шасси неубирающееся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах килей Х-образного оперения, предопределяет только его вертикальный взлет при вертикальном расположении его фюзеляжа и исключает возможность выполнить посадку "по-самолетному", что снижает безопасность. Вторая - это то, что диаметры соосных винтов при горизонтальном расположении фюзеляжа в самолетной конфигурации и на взлетно-посадочных его режимах "по-самолетному" потребуют оснащения трапециевидного крыла закрылками и значительную высоту стоек убирающегося шасси и, как следствие, это увеличивает массу планера и ухудшает весовую отдачу, а однодвигательная СУ, снижая надежность вертикального взлета при его отказе, ухудшает безопасность. Третья - это то, что трапециевидное в плане крыло без дополнительного непосредственного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения как дистанции, так и скорости взлета-посадки, а средства аэродинамической балансировки при помощи рулевых поверхностей килей Х-образного оперения предопределяют сложную систему отклонения рулей с триммерами, что ухудшает продольную балансировку на переходных режимах полета и не обеспечивает достаточную стабильность управления и особенно на углах атаки от 40° до 50°. Четвертая - это то, что соосные трехлопастные винты с взаимно противоположным вращением, смонтированные в носовой части фюзеляжа СВВП и имеющие минимальный разнос между его винтами, что создает при вертикальном взлете и посадке неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) и вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования и транспортирования. Пятая - это то, что Х-образное оперение не обеспечивает продольно-поперечной стабильности, и для улучшения этого фюзеляж СВВП имеет увеличенную длину, почти вдвое превышающую размах крыла, что значительно увеличивает массу его конструкции и, следовательно, предопределяет возможность только аэродромного его базирования. Все это ограничивает улучшение продольной управляемости и стабильности управления, увеличение взлетного веса и весовой отдачи, показателей транспортной и топливной эффективности, но и возможность палубного его использования и даже выполнения "по-самолетному" технологии КВП при аэродромном его базировании.Reasons that impede the task: the first is that the VTOL aircraft, which has a four-leg chassis that doesn’t retract with shock absorbing struts mounted in fairings at the ends of the keels of the X-shaped plumage, determines only its vertical take-off when its fuselage is vertical and excludes the possibility of landing “by -Aircraft, "which reduces security. The second one is that the diameters of the coaxial propellers with the horizontal position of the fuselage in the airplane configuration and on its takeoff and landing modes “on the airplane” will require equipping the trapezoidal wing with flaps and a significant height of the struts of the retractable landing gear and, as a result, this increases the mass of the glider and worsens weight return, and single-engine SU, reducing the reliability of vertical take-off when it fails, impairs safety. The third is that a trapezoidal wing in terms of plan without additional direct control of the lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and, especially, to reduce both distance and take-off and landing speed, and aerodynamic balancing with steering surfaces keels of the X-shaped plumage predetermine a complex system of deflection of the rudders with trimmers, which worsens the longitudinal balancing during transient flight modes and does not provide access precise control and stability particularly at angles of attack of 40 ° to 50 °. The fourth one is that coaxial three-blades with mutually opposite rotation mounted in the bow of the VTOL fuselage and having a minimum spacing between its screws, which creates an adverse mutual influence (inductive loss) and harmful blowing of the lower rotor by the upper complicates the reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of basing and transportation. The fifth is that the X-shaped plumage does not provide longitudinal-transverse stability, and to improve this, the VTOL fuselage has an increased length of almost twice the wingspan, which significantly increases the mass of its structure and, therefore, determines the possibility of only its airfield base. All this limits the improvement of longitudinal controllability and stability of control, increase in take-off weight and weight return, indicators of transport and fuel efficiency, but also the possibility of deck-based use and even the implementation of “on-the-fly” airborne technology at its airfield base.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном СВВП модели "XFV-1 Сэлмон" (США) обеспечения возможности в составе авиационного комплекса осуществлять трансформацию с состыкованной шести- и двухвинтовой полетной конфигурации для вертикально взлетающего и буксировочного его полета в раздельные три двухвинтовые конфигурации с обеспечением взлетно-посадочных режимов и при горизонтальном расположении фюзеляжа, упрощения продольной управляемости при висении и повышения стабильности управления, улучшения при буксировочном полете поперечной управляемости и уменьшения вибраций при поперечной балансировке, повышения безопасности, высоты и дальности полета, но и показателей транспортной и топливной эффективности.The proposed invention solves the problem in the aforementioned well-known experimental VTOL model “XFV-1 Salmon” (USA) of providing the possibility of transforming a combined six- and twin-screw flight configuration for a vertically take-off and towing flight into separate three twin-screw configurations, ensuring take-off and landing modes and with the horizontal position of the fuselage, simplifying longitudinal controllability during hovering and increasing stability of control, better Improvements in towing flight of lateral controllability and reduction of vibrations during transverse balancing, improving safety, altitude and range, but also indicators of transport and fuel efficiency.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного авиационного комплекса вертикального взлета, состоящего из беспилотных тяжелого самолета-носителя (БТСН) и двух буксируемых на концах крыла легких многоцелевых самолетов (БЛМС), каждый из которых представляет собой СВВП модели "XFV-1 Сэлмон", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) по схеме Х2+4, обеспечивающей возможность трансформации с состыкованной полетной его конфигурацией для вертикально взлетающего и горизонтального крейсерского полета соответственно при максимальной и маршевой тяге, создаваемой шестью и только двумя большими винтами БТСН при флюгерном положении четырех меньших винтов БЛМС в раздельные три двухвинтовые полетные конфигурации для горизонтального их полета для стыковки/расстыковки в воздухе соответственно после/для как короткого взлета/вертикальной посадки, так и короткого взлета/посадки, но и обратно, каждый из упомянутых БТСН и БМЛС выполнен по концепции "бесхвостка" и дупланной схеме при близком расположении первого крыла ко второму и оснащен двумя верхними и двумя нижними килями, выполненными соответственно с рулями направления и с отклоняемыми наружу концевыми частями, имеющими высоту при коротком взлете/посадке в сложенном положении, равную половине внутреннего радиуса арочного первого крыла, и смонтированными за задней кромкой второго крыла на соответствующих частях мотогондол, каждая из последних имеет винт с передним его расположением и внутри арочной консоли первого крыла с возможностью свободного его вращения в конце расходящейся внутренней арочной ее поверхности при создании им соответствующей тяги, а для выполнения синхронной стыковки/расстыковки по технологии "крыло-в-обтекатель пилона", каждый левый и правый БЛМС оснащен соответствующим расщепляемым ловителем, имеющим систему аварийной расстыковки пироболтами от соответствующей консоли второго его крыла и смонтированным с выносом за переднюю кромку и на законцовке этих крыльев, каждый из которых выполнен в виде "пинцета-ловителя" с механическими коробчатой формы пирамидальными губками, раскрываемыми в продольной плоскости параллельно плоскости симметрии соответствующего БЛМС, и имеющий в конце раскрытого его зева достаточный внутренний объем для свободного размещения внутри него закрепленной на кронштейнах вертикальной стержневой силовой связи, выполненной в виде пальца с наружным диаметром достаточным для улавливающего его обхвата раскрытыми горизонтальными полукольцевыми губками механического захвата-замка, каждый левый и правый из которых, взаимодействующий соответственно с правым и левым пальцем, смонтирован на конце шарнирных рычагов, выполненных в виде параллелограмма, имеющего привод, обеспечивающий перпендикулярно плоскости симметрии БТСН его разворот вдоль плоскости средней линии соответствующего второго крыла БЛМС и вынос как из обтекателя, смонтированного под соответствующей консолью второго крыла БТСН на пилоне, так и внос обратно в обтекатель после срабатывания захвата-замка удерживающего палец стыковочного узла и сжатия пирамидальных губок, верхняя и нижняя из которых, имея с соответствующих сторон проемы, обеспечивают свободное обжатие элементов крепления захвата-замка к шарнирным рычагам, а после заведения и размещения сложенных шарнирных рычагов в стыковочном обтекателе срабатывают механические замки фиксирующего стыковочного узла, ответная часть которого расположена на конце штанги расщепляемого ловителя и в плоскости средней лини второго крыла БЛМС, при этом разновеликие крылья БТСН и каждого БЛМС, большее второе крыло из которых с наплывами, снабженное внутренними, внешними и концевыми элевонами, смонтированными соответственно на не отклоняемых и отклоняемых его секциях, установлено ниже и позади первого меньшего арочного крыла, имеющего 40% площади второго крыла и диаметральную линию полукольцевых его каналов, расположенную параллельно средней линии не отклоняемым секциям второго крыла, и обеспечивающего дополнительную подъемную силу и защиту винтов от взаимовлияний и возможных их соприкосновений при трансформации, но и позволяющего получить малые скорости сваливания и повысить безопасность, особенно как при переходных маневрах для выполнения в воздухе трансформации в состыкованную схему РТРВ-Х2+4, так и при висении и вертикальной посадке или взлете с достижением в этой схеме полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между соответствующими левым и правым винтом в БТСН и каждом БЛМС, но и с обеспечением одинакового направления вращения между диагонально расположенными группами винтов двух левых и двух правых меньших винтов БЛМС, имеющих при виде сверху направление вращение соответственно по часовой стрелке и против и устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание соответствующих крыльев воздушным потоком от винтов, причем развитые в БТСН и каждом БЛМС внутренние и внешние элевоны второго крыла, расположенные в воздушном потоке их винтов, обеспечивают при синфазном и дифференциальном их отклонении как продольное и поперечное, так и продольное и путевое управление после автоматической перекладки в программируемом системно-логическом контроллере данных рулей - элевонов с управления по крену на рысканье соответственно при переходе с самолетной полетной конфигурации в вертолетную и при соответствующих режимах их полета с достижением как стабилизации продольного и поперечного их положения, так и стабилизации по угловой скорости рысканья и управляемости по курсу соответственно, при этом полукольцевые секции консолей арочного первого крыла БТСН и каждого БЛМС в передних и задних окончаниях их трапециевидных в плане законцовок, отклоненных назад и вверх выше верхней поверхности второго крыла, снабжен двумя парами телевизионных камер переднего и заднего панорамного видового обзора горизонта, особенно как по левому, так и правому их борту, обеспечивающие условия истинно дистанционного пилотирования оператором и упрощающие осуществления трансформации полетной его конфигурации, причем для раздельного полета при выполнении вертикального взлета/посадки или висения и БТСН, и двух БЛМС, которые выполнены с возможностью синхронного отклонения у них вверх к плоскости симметрии соответствующих концевых частей второго крыла, образующих у каждого из них не отклоняемую секцию, имеющую равновеликий размах с размахом внешней арочной поверхности первого крыла и, как следствие, уменьшая габариты вертолетной и стояночной площадки, позволяют при вертикальном положении их фюзеляжей увеличить с вертикальными их килями результирующую путевую устойчивость, при этом система трансмиссии БТСН и каждого БЛМС, обеспечивая передачу взлетной мощности турбовинтовых двигателей (ТВД) между двумя винтами второго крыла и включая наряду с синхронизирующими поперечными валами, связывающими Т-образные в плане главный редуктор с двумя промежуточными, имеет соединительные центральный и консольные продольные валы, связывающие посредством муфт свободного хода соответственно вспомогательную силовую установку и каждый ТВД с соответствующим Т-образным в плане промежуточным редуктором, снабжена продольными соединительными валами, размещенными соответственно по оси каждой подкрыльевой мотогондолы и связывающими выходной вал промежуточного редуктора через муфту сцепления с редуктором винта, причем с целью обеспечения возможности размещения на земле как по отдельности, так и состыкованного БТСН с каждым БЛМС при горизонтальном расположении их фюзеляжей, каждый из них снабжен выполненным по велосипедной схеме четырехопорным колесным шасси, имеющим наряду с носовой и кормовой основными его опорами с колесами, убирающимися в соответствующие ниши их фюзеляжей, оснащено вспомогательными их подкрыльными опорами с неубирающимися амортизационными колесами в обтекателях, смонтированных снаружи в нижней части их полукольцевых каналов арочного первого крыла для обеспечения выполнения как раздельного, так и состыкованного короткого взлета и посадки при горизонтальном расположении их фюзеляжей, при этом стыковочные обтекатели БТСН, смонтированные на подкрыльевых его пилонах дальше задней кромки и ниже средней линии его второго крыла, обеспечивают в направлении горизонтального полета соответственно отступы по горизонтали и вертикали состыкованных консолей второго крыла со вторыми крыльями левого и правого БЛМС, позволяющие в состыкованной стояночной их конфигурации на земле, повышая результирующую устойчивость БТСН с двумя БЛМС, выполненными масштабируемыми, каждый планер из двух последних в 2

Figure 00000001
раза меньше первого, расположить на одном уровне все самоустанавливающиеся колеса двенадцатиопорного шасси соответственно с вертикальным и горизонтальным расположением их фюзеляжей.Distinctive features of the invention from the above-mentioned known aircraft vertical take-off complex, consisting of unmanned heavy carrier aircraft (BTSN) and two towed lightweight multipurpose aircraft (BLMS) towed at the wing ends, each of which is an XFV-1 Salmon model, closest to it, the presence of the fact that it is made according to the concept of distributed thrust of different-sized propellers (RTRV) according to the X2 + 4 scheme, which provides the possibility of transformation from the docked flight configuration for vertically taking off and horizontal cruising flight, respectively, with maximum and cruising thrust created by six and only two large BTSN propellers with the weather position of four smaller BLMS screws in separate three twin-screw flight configurations for their horizontal flight for docking / undocking in air, respectively, after / for both a short take-off / vertical landing and a short take-off / landing, but also vice versa, each of the mentioned BTSN and BMLS is made according to the concept of tailless and hollow when the first wing is close to the second and is equipped with two upper and two lower keels, made respectively with rudders and with end parts deflected outward, having a height during short take-off / landing in the folded position equal to half the inner radius of the arched first wing, and mounted behind the trailing edge of the second wing on the respective parts of the nacelles, each of the latter has a screw with its front location and inside the arched console of the first wing with the possibility of free rotation at the end of the divergent internal arched surface when it creates the appropriate traction, and to perform synchronous docking / undocking using the “wing-to-cowl fairing” technology, each left and right BLMS is equipped with a corresponding split catcher having an emergency uncoupling system with pyro bolts from the corresponding the console of its second wing and mounted with the removal of the front edge and the tip of these wings, each of which is made in the form of a “tweezers-catcher” with a mechanical box-shaped pyramid sponges, opened in the longitudinal plane parallel to the plane of symmetry of the corresponding BLMS, and having at the end of its opening pharynx sufficient internal volume for free placement inside it of a vertical rod force connection fixed on brackets, made in the form of a finger with an outer diameter sufficient for catching its girth with open horizontal half-ring jaws of a mechanical locking-lock, each of which is left and right, interacting with the right and left fingers, respectively it is mounted on the end of the articulated levers made in the form of a parallelogram having a drive that ensures, perpendicular to the BTSN symmetry plane, its rotation along the midline plane of the corresponding second BLMS wing and removal from the fairing mounted under the corresponding console of the second BTSN wing on the pylon, and back to the fairing after the engagement-lock of the finger-retaining docking unit and compression of the pyramidal jaws, the upper and lower of which, having openings on the corresponding sides, This means that the clamping-lock fastening elements are freely crimped to the hinge levers, and after the folding and hinged levers are inserted and placed in the docking fairing, the mechanical locks of the locking docking assembly are activated, the counterpart of which is located at the end of the splitting catcher rod and in the plane of the middle line of the second BLMS wing, the different-sized wings of BTSN and each BLMS, the larger second wing of which with influxes, equipped with internal, external and end elevons, mounted respectively on deflected and deflected sections thereof, is installed below and behind the first smaller arched wing, which has 40% of the area of the second wing and a diametrical line of its semicircular channels, parallel to the middle line of the non-deflected sections of the second wing, and providing additional lifting force and protection of the screws from interference and possible their contact during transformation, but also allowing to obtain low stall speeds and increase safety, especially as with transitional maneuvers to perform transfo rma to the docked RTRV-X2 + 4 scheme, both during hovering and vertical landing or take-off with achieving full compensation of reactive torques in this scheme with the opposite direction of rotation between the corresponding left and right screws in the BTSN and each BLMS, but also ensuring the same directions of rotation between diagonally located groups of screws of two left and two right smaller BLMS screws having, in a plan view, the direction of rotation is clockwise and counterclockwise, respectively, and eliminating gyroscopic effect and creating a smoother flow of air around the corresponding wings from the screws, and the internal and external elevons of the second wing, developed in the BTSN and each BLMS, located in the air flow of their screws, provide both longitudinal and transverse, and longitudinal and directional control after automatic shifting in the programmable system-logic controller of these rudders - elevons from roll control to yaw, respectively, when switching from airplane flight configurations in the helicopter and with the corresponding flight modes with achieving both stabilization of their longitudinal and transverse positions, and stabilization by the yaw rate and controllability along the course, respectively, while the semicircular sections of the consoles of the arched first wing of the BTSN and each BLMS in their front and rear ends trapezoidal in terms of endings, deflected back and up above the upper surface of the second wing, equipped with two pairs of television cameras of the front and rear panoramic panoramic view horiz ont, especially on their starboard and starboard sides, providing conditions for truly remote piloting by the operator and simplifying the transformation of his flight configuration, and for separate flight when performing vertical take-off / landing or hovering and BTSN, and two BLMS, which are made with the possibility of their synchronous deviation upward to the plane of symmetry of the corresponding end parts of the second wing, forming in each of them a non-deflectable section, which has an equally large span with the span of the external arch the surface of the first wing and, as a result, reducing the dimensions of the helipad and parking area, when the fuselages are in vertical position, they can increase the resulting track stability with their vertical keels, while the transmission system of the BPSN and each BLMS, ensuring the transfer of the take-off power of turboprop engines between the propellers with two screws of the second wing and including along with synchronizing transverse shafts connecting the T-shaped in plan the main gearbox with two intermediate gears, has a connecting central the fifth and cantilevered longitudinal shafts connecting, through freewheels, respectively, the auxiliary power unit and each theater with the corresponding T-shaped intermediate gearbox in plan, is equipped with longitudinal connecting shafts located respectively along the axis of each underwing engine nacelle and connecting the output shaft of the intermediate gearbox through the clutch with screw reducer, and in order to ensure the possibility of placing on the ground both individually and docked BTSN with each BLMS at th in the isonal arrangement of their fuselages, each of them is equipped with a four-wheel wheeled chassis made according to the bicycle scheme, which, along with its bow and stern main supports, with wheels that retract into the corresponding niches of their fuselages, is equipped with auxiliary under-wing supports with non-retractable shock-absorbing wheels in fairings mounted outside in the lower part of their semicircular channels of the arched first wing to ensure the performance of both separate and docked short take-off and landing at the horizontal position of their fuselages, while the BTSN docking fairings mounted on its underwing pylons further than the trailing edge and below the midline of its second wing provide horizontal and vertical spacing of the docked consoles of the second wing with the second wings of the left and right BLMS, respectively allowing their docked parking configuration on the ground, increasing the resulting stability of the BTSN with two BLMS made scalable, each glider of two last in 2
Figure 00000001
 times smaller than the first, arrange all the self-aligning wheels of the twelve-support chassis at the same level, respectively, with the vertical and horizontal arrangement of their fuselages.

Кроме того, турбоэлектрическая силовая установка БТСН и каждого БЛМС, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левой и правой мотогондолами с электромоторами, вращательно связанными с редукторами винтов, а вспомогательная силовая установка представляет собой гибридную мотогондолу, в которой наряду с поршневым двигателем (ПД), имеющим для отбора взлетной его мощности передний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал обратимого электромотора-генератора (ОЭМГ), выходной вал которого вращательно связанный с входным валом главного редуктора посредством муфт сцепления входной и выходной, установленных на соответствующих валах соответственно перед ПД и перед главным редуктором и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и ПД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который в режиме электрогенератора при полетной двухвинтовой их конфигурации обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в соответствующей гибридной мотогондоле только от внутреннего источника энергии - ПД, при этом каждая входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением соответствующего вала ОЭМГ с выходным и входным валом соответственно ПД и главного редуктора, позволяют реализовать в гибридной мотогондоле три способа работы ПД и ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на вал главного редуктора при вертикальном взлете/посадке и висении или из-за отказа ПД при его отключении от трансмиссии самостоятельной передачи номинальной мощности ОЭМГ только как от электромотора на вал главного редуктора, но и самостоятельной работы ПД при передаче как распределенной, так и всей его номинальной мощности как на вал последнего, обеспечивающего после выполнения короткого взлета/посадки горизонтальный полет в перегрузочном варианте, но и на входной вал ОЭМГ, работающего как электрогенератор с номинальной мощностью, так и на входной вал ОЭМГ, работающего как электрогенератор с максимальной мощностью при отключенном его выходном вале от главного редуктора соответственно.In addition, the BTSN and each BLMS turboelectric power unit, made using parallel-serial hybrid power drive technology, is equipped with left and right engine nacelles with electric motors rotationally connected to screw reducers, and the auxiliary power unit is a hybrid engine nacelle, in which, along with a piston engine (PD), which has a front shaft output for selecting its take-off power, transmitting torque to the input shaft of a reversible electric motor-generator (OEMG), output shaft which is rotationally connected to the input shaft of the main gearbox through input and output clutches installed on the respective shafts in front of the PD and in front of the main gearbox, and is equipped with an electric drive system including all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting electric motors and PD switching the generating power and the order of recharging the batteries from the OEM, which in the mode of the electric generator When flying their twin-screw configuration, it provides in turn two ways of generating power in the corresponding hybrid nacelle only from an internal energy source - PD, with each input and output electromagnetic clutch providing remote control of their clutch / disengagement of the corresponding OEM shaft with the output and input shaft, respectively and the main gearbox, allow to implement in a hybrid engine nacelle three methods of operation of PD and OEM working in the mode and / or electric motor, respectively Actually, when their takeoff and peak power are transferred together to the main gearbox shaft during vertical take-off / landing and hovering or due to a failure of the PD when it is disconnected from the transmission of independent transmission of the OEM power rating only as from an electric motor to the shaft of the main gearbox, but also of the PD’s independent operation when transmitting both distributed and all its rated power to the shaft of the latter, which ensures a horizontal flight in reloading version after performing a short take-off / landing, but also to the input shaft O An EMG operating as an electric generator with a rated power, and on the input shaft of an OEMH operating as an electric generator with a maximum power when its output shaft is disconnected from the main gearbox, respectively.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить авиационный комплекс вертикального взлета (АКВВ), буксирующий авиагруппировку с системой распределенной тяги разновеликих винтов (ТРТВ) по схеме РТРВ-Х2+4, обеспечивающий трансформацию с состыкованной полетной его конфигурации для вертикально взлетающего и горизонтального полета соответственно с максимальной и маршевой тягой, создаваемой шестью и только двумя большими винтами в раздельные три двухвинтовые полетные конфигурации для горизонтального их полета для стыковки/расстыковки в воздухе соответственно после/для как короткого взлета/вертикальной посадки, так и короткого взлета/посадки, но и обратно, и включающую с большими и меньшими винтами соответственно БТСН и два БЛМС, синхронно состыкованных по технологии "крыло-в-обтекатель пилона", каждый буксируемый из них БЛМС оснащен расщепляемым ловителем, выполненным в виде "пинцета-ловителя" с пирамидальными губками, смонтированными на соответствующих законцовках консолей второго крыла левого и правого БЛМС, а шарнирные рычаги с механическим захватом-замком установлены в обтекателе и нижней части пилона каждой консоли второго крыла БТСН, обеспечивают возможность выполнения стыковки/расстыковки в воздухе. При этом подкрыльевые обтекатели БТСН, смонтированные на его пилонах, создающих в состыкованной стояночной их конфигурации на земле расположение на одном уровне всех самоустанавливающихся колес двенадцатиопорного шасси соответственно и с вертикальным, и горизонтальным расположением фюзеляжей БТСН с двумя БЛМС, выполненными масштабируемыми, каждый из двух последних в

Figure 00000002
раза меньше первого. Каждый из БТСН и БЛМС выполнен по концепции "бесхвостка" и дупланной схеме с близко расположенным первым крылом и оснащен двумя верхними и двумя нижними килями, выполненными соответственно с рулями направления и с отклоняемыми наружу концевыми частями, смонтированными соответственно на концах крыльевых мотогондол второго крыла, снабженных соответствующими винтами, вынесенными за переднюю кромку второго крыла и расположенными в арочных консолях первого крыла с возможностью свободного их вращения в конце расходящейся внутренней арочной его поверхности при создании ими соответствующей тяги. Разновеликие крылья, большее второе из которых с наплывами, оснащенное элевонами и имеющее размах, способствующий свободным трансформирующим операциям по изменению полетной конфигурации как на земле при стоянке с вертикальным положением фюзеляжа, так и в воздухе при зависании и крейсерском полете соответственно с вертикальным и горизонтальным положением фюзеляжа, смонтировано ниже и позади первого меньшего арочного крыла, расположенного по внешним бортам фюзеляжа, имеющего 40% площади второго крыла и обеспечивающего дополнительную подъемную силу и защиту винтов от взаимовлияний и возможных их соприкосновений при трансформации, но и позволяющего получить малые скорости сваливания и повысить безопасность. Система трансмиссии БТСН и каждого БЛМС, обеспечивая передачу взлетной мощности двигателей между винтами двухвинтовой поперечной схемы и включая наряду с синхронизирующими поперечными валами, связывающими Т-образные в плане главный редуктор с двумя промежуточными, имеет соединительные центральный и консольные продольные валы, связывающие посредством муфт свободного хода соответственно вспомогательную СУ и каждый двигатель с соответствующим Т-образным в плане промежуточным редуктором, снабжена продольными соединительными валами, размещенными соответственно по оси каждой мотогондолы и связывающими выходной вал промежуточного редуктора через муфту сцепления с редуктором винта.Due to the presence of these features, it is possible to carry out an aircraft vertical take-off complex (AKVV) towing an air grouping with a distributed thrust system for different-sized propellers (TRTV) according to the RTRV-X2 + 4 scheme, providing transformation from its docked flight configuration for vertically take-off and horizontal flight, respectively, with a maximum and marching thrust created by six and only two large propellers into separate three twin-screw flight configurations for horizontal flight for docking / distant flaps in the air, respectively, after / for both short take-off / vertical landing and short take-off / landing, but also vice versa, and including BTSN and two BLMS, respectively, synchronously docked with the wing-in-fairing technology with the larger and smaller screws , each BLMS towed from them is equipped with a split catcher made in the form of a “tweezers-catcher” with pyramidal jaws mounted on the corresponding tips of the second wing consoles of the left and right BLMS, and the articulated levers with a mechanical locking lock installed in the fairing and the lower part of the pylon of each console of the second wing of the BTSN, provide the ability to perform docking / undocking in the air. At the same time, the BTSN under-wing fairings mounted on its pylons, creating in the docked parking configuration on the ground the arrangement on the same level of all self-aligning wheels of the twelve-landing gear, respectively, with the vertical and horizontal arrangement of the BTSN fuselages with two BLMS made scalable, each of the last two in
Figure 00000002
times less than the first. Each of the BTSN and BLMS is made according to the “tailless” concept and a hollow pattern with a closely spaced first wing and is equipped with two upper and two lower keels, respectively made with rudders and end-deflected outward ends mounted respectively on the ends of the wing nacelles of the second wing, equipped with the corresponding screws extended beyond the front edge of the second wing and located in the arched consoles of the first wing with the possibility of free rotation at the end of the diverging internal arches th surface at the establishment of an appropriate draft. Different-sized wings, the larger of which is the second with influxes, equipped with elevons and having a wingspan that promotes free transforming operations to change the flight configuration both on the ground when parking with the vertical position of the fuselage, and in the air when hovering and cruising flight, respectively, with the vertical and horizontal position of the fuselage mounted below and behind the first smaller arched wing located on the outer sides of the fuselage, having 40% of the area of the second wing and providing additional demnuyu strength and protection from screws and possible interferences of contact in the transformation, but also allows you to get a small stall speed and improve safety. The transmission system of the BTSN and each BLMS, ensuring the transfer of the take-off power of the engines between the screws of the twin-screw transverse circuit and including, along with the synchronizing transverse shafts connecting the main gearbox with the two intermediate ones, has central and cantilevered longitudinal shafts connecting by freewheels respectively, auxiliary SU and each engine with a corresponding T-shaped intermediate gear in plan, equipped with longitudinal connecting shafts, azmeschennymi respectively along the axis of each nacelle and connecting the output shaft of the intermediate gear unit through a clutch with the screw gear.

Кроме того, в гибридной СУ БТСН и каждого БЛМС во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионных полимерных аккумуляторов снизится до 25% от его максимума, обеспечивается турболектрической СУ, выполненной по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левой и правой мотогондолами с электромоторами, вращательно связанными с редукторами соответствующих винтов, но и оснащена гибридной мотогондолой, в которой наряду с ПД, имеющим для отбора взлетной его мощности передний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал ОЭМГ, входной вал и выходной вал которого вращательно связанны соответственно с выходным валом ПД и входным валом главного редуктора посредством муфт сцепления, установленных на соответствующих валах соответственно перед ПД и перед главным редуктором, и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и ПД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который в режиме электрогенератора вращается от внутреннего источника мощности - ПД.In addition, in a hybrid BTSN SU and each BLMS during a cruise flight, an increase in generating power for power supply, when the charge drop of lithium-ion polymer batteries decreases to 25% of its maximum, is provided by a turbo-electric SU made by parallel-serial hybrid power drive technology, equipped with left and right engine nacelles with electric motors rotationally connected to the gearboxes of the corresponding screws, but also equipped with a hybrid engine nacelle, in which, along with the PD, which has and its take-off power, the front output of the shaft, transmitting torque to the input shaft of the OEM, the input shaft and output shaft of which are rotationally connected respectively to the output shaft of the PD and the input shaft of the main gearbox through clutches mounted on the respective shafts respectively in front of the PD and in front of the main gearbox, and is equipped with an electric drive system, including all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, an energy converter with a power transmission control unit, connecting and disconnecting electric tromotory and PD, the switching order generating power and recharging the batteries of OEMG, which rotates the electric generator mode from the internal power source - PD.

Предлагаемое изобретение многоцелевого АКВВ, состоящего из БТСН и двух БЛМС, иллюстрируется общими видами на фиг. 1 и 2 с вариантами их раздельного и совместного использования при выполнении КВП и ВВП соответственно.The present invention of a multi-purpose AKVV, consisting of BTSN and two BLMS, is illustrated by general views in FIG. 1 and 2 with the options for their separate and joint use in the implementation of KVP and GDP, respectively.

На фиг. 1 изображен турбовинтовой БТСН (БЛМС) на общих видах сбоку и сверху в полетной конфигурации самолета при выполнении КВП со сложенными нижними килями и системой стыковки в воздухе (показана только с левой стороны).In FIG. 1 depicts a BTSN turboprop (BLMS) in general side and top views in the flight configuration of an aircraft when performing an AER with folded lower keels and a docking system in the air (shown only on the left side).

На фиг. 2 изображен шестивинтовой несущей схемы РТРВ-Х2+4 турбовинтовой АКВВ при выполнении ВВП с вертикальным расположением его фюзеляжей, имеющий один БТСН с большими винтами и два БЛМС с меньшими винтами, состыкованные "крыло-в-обтекатель пилона" узлами стыковки, смонтированными на соответствующих концах крыльев БТСН и законцовках БЛМС, а у двух крайних в АКВВ отклонены вверх к плоскости их симметрии только внешние консоли второго крыла.In FIG. 2 shows a six-rotor carrier scheme RTRV-X2 + 4 turboprop AKVV when performing GDP with a vertical arrangement of its fuselages, having one BTSN with large screws and two BLMS with smaller screws, docked "wing-in-fairing of the pylon" docking nodes mounted at the respective ends the wings of the BTSN and the wingtips of the BLMS, and in the two extreme wings, in the AKVV, only the outer consoles of the second wing are deviated upward to the plane of their symmetry.

Турбовинтовой БТСН (БЛМС), представленный на фиг. 1 и 2 при раздельном и состыкованном его использовании соответственно при выполнении КВП и ВВП в составе АКВВ, выполнен по концепции "бесхвостка" и дупланной схеме, содержит фюзеляж 1, имеющий удобообтекаемую форму и среднерасположенные тандемные крылья. Близкое расположение крыльев друг перед другом и уступом с арочным первым крылом 2, снабженным трапециевидными законцовками 3, отклоненными назад и вверх и размещенными выше второго трапециевидного крыла 4, имеющего наплывы 5. Стыковочная система, обеспечивающая возможность осуществления стыковки/расстыковки БТСН и двух БЛМС в составе АКВВ по технологии "крыло-в-обтекатель пилона", включает расщепляемые ловители 6, выполненные в виде "пинцета-ловителя" с пирамидальными губками 7, смонтированными на соответствующих законцовках второго крыла 4 БЛМС, а шарнирные рычаги 8 с механическим захватом-замком 9 установлены в обтекателях 10 и на подкрыльевых пилонах 11 второго крыла 4 БТСН (см. фиг. 1). Каждый БТСН (БЛМС) оснащен четырьмя килями, два верхних 12 из которых имеют рули направления 13 и два нижних 14 из них выполнены с отклоняемыми наружу концами, имеющими высоту при КВП в сложенном положении, равную половине внутреннего радиуса арочного первого крыла 2, и смонтированы на удлиненных концах мотогондол 15, снабженных флюгерно-реверсивными винтами левым/правым соответственно большими 16/17 и меньшими для левого и правого БЛМС - 18/19 и 20/21 соответственно, вынесенными за переднюю кромку второго крыла 4 и размещенными в арочных консолях первого крыла 2 с возможностью свободного их вращения в конце расходящейся внутренней арочной его поверхности при создании ими тяги. Тянущие винты левые/правые большие 16/17 и меньшие 18/19 и 20/21 с жестким креплением лопастей, вращающиеся в противоположных направлениях (см. фиг. 2), снабжены возможностью изменения скорости вращения, выполнены из угле- и стеклопластика со стальными лонжеронами и установлены в обтекателях. В обтекателе подкрыльевых мотогондол 15, имеющих спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки их лопастей. Не отклоняемые и отклоняемые 32 секции второго крыла 4 снабжены соответственно элевонами внутренними 22, внешними 23 и концевыми 24. Каждый полукольцевой канал арочного крыла 2 БТСН (БЛМС) в передних и задних окончаниях их трапециевидных в плане законцовок 3 снабжен двумя парами телевизионных камер переднего 25 и заднего 26 панорамного видового обзора горизонта. Система трансмиссии БТСН (БЛМС), обеспечивая передачу взлетной мощности ТВД между большими винтами 16/17 (меньшими 18/19 и 20/21) и включая наряду с синхронизирующими поперечными валами, связывающими Т-образные в плане главный редуктор с двумя промежуточными, имеет соединительные центральный и консольные продольные валы, связывающие посредством муфт свободного хода соответственно вспомогательную СУ и каждый ТВД с соответствующим Т-образным в плане промежуточным редуктором, снабжена продольными соединительными валами, размещенными соответственно по оси каждой мотогондолы и связывающими выходной вал промежуточного редуктора через муфту сцепления с редуктором винта (на фиг. 1 и 2 не показаны). Для размещения целевой нагрузки - оптико-электронной, радиотехнической и разведывательной аппаратуры (для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени), а также широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу предусмотрен в фюзеляже 1 отсек 27. При вертикальном расположении фюзеляжа 1 на концах килей 12 и 14 хвостового оперения используется четырехопорное неубирающееся шасси с небольшими самоустанавливающимися колесами соответственно 28 и 29 на амортизационных стойках 30, смонтированных в обтекателях 31. Для уменьшения габаритов вертолетной и стояночной площадки при выполнении ВВП с вертикальным расположением фюзеляжей 1 БТСН и БЛМС, вторые крылья 4 которых снабжены отклоняемыми у них вверх к плоскости симметрии соответствующих внешних их консолей 32 (см. фиг. 2). При горизонтальном расположении фюзеляжа 1 используются вспомогательные подкрыльные опоры с неубирающимися амортизационными колесами 33 в обтекателях 34, смонтированных снаружи в нижней части полукруглых каналов арочного крыла 2, четырехопорного шасси велосипедной схемы, носовая и кормовая основные его опоры с колесами 35 и 36 убираются в соответствующие ниши фюзеляжа 1.The turboprop BTSN (BLMS) shown in FIG. 1 and 2, when it is used separately and docked, respectively, when performing the EEC and GDP as part of the AECA, it is made according to the concept of tailless and hollowed-out scheme, contains the fuselage 1, which has a streamlined shape and mid-tandem wings. The close arrangement of the wings in front of each other and with a ledge with an arched first wing 2, equipped with trapezoidal tips 3, deflected back and up and placed above the second trapezoidal wing 4, with sagging 5. Docking system, which provides the possibility of docking / undocking BTSN and two BLMS in the composition AKVV technology "wing-in-fairing of the pylon", includes splitting catchers 6, made in the form of a "tweezers-catcher" with pyramidal jaws 7 mounted on the corresponding tips of the second wing BLMS and 4, and the articulation levers 8 with mechanical gripping lock 9 are mounted in the fairing 10 and underwing pylons 11 of the second wing BTSN 4 (see. Fig. 1). Each BTSN (BLMS) is equipped with four keels, two of the top 12 of which have rudders 13 and two lower 14 of them are made with outward-deflecting ends having a height when folded in the stowed position equal to half the inner radius of the arched first wing 2, and mounted on the elongated ends of the nacelles 15, equipped with wing / reversing screws left / right, respectively, larger 16/17 and smaller for the left and right BLMS - 18/19 and 20/21, respectively, extended beyond the front edge of the second wing 4 and placed in arched consoles th wing 2 with the possibility of free rotation thereof at the end of a diverging internal arcuate surface thereof to create their thrust. Left / right pulling screws large 16/17 and smaller 18/19 and 20/21 with rigid fastening of the blades, rotating in opposite directions (see Fig. 2), equipped with the ability to change the speed of rotation, made of carbon and fiberglass with steel spars and mounted in fairings. In the fairing of the underwing engine nacelles 15, having a front coke with a wide range of angles of installation of their blades. 32 non-deflectable and deflectable sections of the second wing 4 are equipped with inner 22, external 23 and end 24 elevons, respectively. Each semicircular channel of the arched wing 2 of the BTSN (BLMS) in the front and rear ends of their trapezoidal ends 3 is equipped with two pairs of front television cameras 25 and 26 rear panoramic view of the horizon. The BTSN transmission system (BLMS), ensuring the transfer of the takeoff power of the theater of operations between large 16/17 screws (smaller than 18/19 and 20/21) and including along with synchronizing transverse shafts connecting the T-shaped main plan with two intermediate ones, has connecting the central and cantilevered longitudinal shafts connecting, through freewheels, respectively, the auxiliary control system and each theater with the corresponding T-shaped intermediate gearbox in plan, is equipped with longitudinal connecting shafts located respectively along the axis of each engine nacelle and connecting the output shaft of the intermediate gearbox through the clutch to the screw gearbox (not shown in Figs. 1 and 2). To accommodate the target load - optical-electronic, radio-technical and reconnaissance equipment (for field reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time), as well as a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via a television radio channel, 1 compartment 27 is provided in the fuselage. With vertical the arrangement of the fuselage 1 at the ends of the keels 12 and 14 of the tail unit uses a four-support fixed gear with small self-aligning wheels, respectively 28 29 on depreciation struts 30 mounted in fairings 31. To reduce the dimensions of the helipad and parking area when performing GDP with a vertical arrangement of the fuselages 1 of the BTSN and BLMS, the second wings of which 4 are equipped with 32 deflected upward to their symmetry plane (see. Fig. 2). With the horizontal arrangement of the fuselage 1, auxiliary wing supports are used with fixed gear cushioning wheels 33 in the fairings 34 mounted externally in the lower part of the semicircular channels of the arched wing 2, the four-leg chassis of the bicycle circuit, and its bow and stern main supports with wheels 35 and 36 are retracted into the corresponding niches of the fuselage one.

Управление высокоскоростным турбовинтовым БТСН (БЛМС) и их в составе АКВВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага больших 16/17 и меньших 18/19 и 20/21 винтов, но и отклонением рулей направления 13 и элевонов внутренних 22, внешних 23 и концевых 24, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2 и 4, горизонтальная тяга - винтами большими 16/17 и меньшим 18/19 и 20/21, на режиме висения только винтами большими 16/17 и меньшим 18/19 и 20/21, на режиме перехода - крыльями 2 и 4 с винтами большими 16/17 и меньшим 18/19 и 20/21. При взлетно-посадочных режимах полета и выполнении КВП с горизонтальным расположением фюзеляжа 1 подъемная сила создается крыльями 2 и 4 с отклоненными элевонами 22, 23 и 24 второго крыла 4 на максимальные углы. При этом современная система механизации крыла с предкрылками, закрылками и щелевыми элевонами могут генерировать коэффициент подъемной силы 5,5. Но только совместное использование перечисленных средств механизации второго крыла с концепцией близко расположенного к нему арочного крыла позволит коэффициент подъемной силы увеличить в 2-3 раза и достичь значительного роста статической подъемной силы. Это позволит уменьшить взлетную скорость с 94 км/ч до 66 км/ч, если традиционные сечения крыла были заменены полукольцевыми каналами, позволяющими подниматься в воздух на крайне малой скорости сваливания за счет интенсивного обдува верхней части арочного крыла, чем и обеспечивается ощутимый прирост подъемной силы на малой скорости.The control of the high-speed turboprop BTSN (BLMS) and their components in the AKVV is ensured by the general and differential change in the pitch of large 16/17 and smaller 18/19 and 20/21 screws, but also by the deviation of rudders 13 and elevons internal 22, external 23 and end 24, working in the area of active blowing of these screws. During cruise flight, the lifting force is created by wings 2 and 4, horizontal thrust - by screws large 16/17 and less than 18/19 and 20/21, in the hover mode only by screws large 16/17 and less than 18/19 and 20/21, in the mode transition - wings 2 and 4 with screws large 16/17 and smaller 18/19 and 20/21. When take-off and landing flight conditions and performing flight control with a horizontal fuselage 1, the lifting force is created by wings 2 and 4 with deflected elevons 22, 23 and 24 of the second wing 4 at maximum angles. Moreover, a modern wing mechanization system with slats, flaps and slotted elevons can generate a lift coefficient of 5.5. But only the combined use of the above means of mechanization of the second wing with the concept of an arched wing located close to it will allow the lift coefficient to be increased by 2–3 times and achieve a significant increase in static lift. This will reduce the take-off speed from 94 km / h to 66 km / h if the traditional wing sections were replaced by semicircular channels that allow you to fly into the air at an extremely low stall speed due to intensive blowing of the upper part of the arched wing, which ensures a tangible increase in lift at low speed.

После крейсерского горизонтального полета и при переходе к раздельной вертикальной посадке (висению) боле приемлемой является технология постепенного перехода с увеличенным углом атаки крыльев 2 и 4, чем переход «свечкой», когда БТСН (БЛМС), сделав «свечку», переходят в вертикальное положение, после их зависания, они могут затем снижаться хвостом вниз. Причем при посадке БТСН с взлетным весом 7-9 тонн с переходом «свечкой» требуется иметь потолок вертикального подъема по крайней мере 1000 м, в то время как постепенный переход от горизонтального полета к вертикальному зависанию перед посадкой можно выполнить и на высоте 150 м. Для вертикального буксировочного подъема БТСН с БЛМС в составе АКВВ исполнения РТРВ-Х2+4 необходимо одновременно увеличить шаг шести винтов больших 16/17 и меньших 18/19 и 20/21 с одновременным с увеличением мощности всех двигателей СУ, и АКВВ вертикально поднимется до высоты 60 м. На этой высоте после уменьшения шага винтов больших 16/17 и меньших 18/19 и 20/21 и мощности двигателей до тех пор, пока АКВВ не зависнет при вертикальном положении его фюзеляжей 1. При висении на вертолетных режимах полета как продольное управление АКВВ осуществляется изменением шага винтов передней группы меньших винтов 18-19 с 20-21 и задней группы 16-17 больших винтов, так и путевое управление - изменением крутящих моментов каждой диагональной группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов в левом и правом БЛМС с БТСН, например, двух винтов левый-правый 19-17 и двух правый-левый 20-16, но и соответственно при одновременном как синфазном, так и дифференциальном отклонении элевонов 22-23 в БТСН и двух БЛМС (см. фиг. 2). Поперечное управление обеспечивается изменением шага меньшей группы винтов левого и правого БЛМС соответственно винтами 18-19 и 20-21, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп (см. фиг. 2). Отсутствие при висении перекрытия больших 16/17 и меньших 18/19 и 20/21 винтов также значительно снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. Для горизонтального полета после завершения режима висения АКВВ переходит на режим наклона и, наклоняясь носом вниз, он начнет перемещаться горизонтально. По мере увеличения наклона АКВВ скорость его увеличится и возможен переход к скоростному его буксировочному горизонтальному полету. После набора высоты и после перехода АКВВ на крейсерский буксировочный режим полета левого и правого БЛМС отключаются ТВД и меньшие 18/19 и 20/21 винты синхронно устанавливаются во флюгерное положение. При этом путевое управление обеспечивается рулями направления 13 БТСН и БЛМС. Продольное и поперечное управление также осуществляется в БТСН и БЛМС отклонением элевонов 22-23 и концевых элевонов 24 соответственно. На самолетных режимах полета АКВВ при создании горизонтальной тяги его большие винты левый 16 и правый 17 имеют взаимно противоположное их вращения в БТСН и тем самым соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание его крыльев 2 и 4, но и весьма повышающее эффективность крейсерского полета. При полете АКВВ в вертолетной конфигурации с шестивинтовой несущей схемой реактивные моменты от больших 16/17 и меньших 18/19 и 20/21 винтов, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах винтов БТСН и двух БЛМС.After a cruising horizontal flight and when moving to a separate vertical landing (hovering), a gradual transition technology with an increased angle of attack of wings 2 and 4 is more acceptable than a transition with a “candle” when the BTSN (BLMS), having made a “candle”, goes into vertical position , after hovering, they can then decline tail down. Moreover, when landing a BTSN with a take-off weight of 7-9 tons with a “candle” transition, it is required to have a vertical lift ceiling of at least 1000 m, while a gradual transition from horizontal flight to vertical hovering before landing can be performed at an altitude of 150 m. of the vertical towing lift BTSN with BLMS as part of the AKVV version RTRV-X2 + 4, it is necessary to simultaneously increase the pitch of six large 16/17 and 18/19 and 20/21 propellers while increasing the power of all SU engines, and the AKVV will rise vertically to a height of 60 m. At this altitude, after reducing the pitch of the large 16/17 and smaller 18/19 and 20/21 propellers and engine power, until the AHCW is suspended when its fuselages are in the vertical position 1. When hovering in helicopter flight modes, it is a longitudinal control of the AHCB is carried out by changing the pitch of the screws of the front group of smaller screws 18-19 from 20-21 and the rear group of 16-17 large screws, and the directional control - by changing the torques of each diagonal group of screws having the same direction of rotation of the rotors in the left and right BLMS with BTSN for example measures, two left-right screws 19-17 and two right-left screws 20-16, but also, respectively, with simultaneous both in-phase and differential deviation of elevons 22-23 in the BTSN and two BLMS (see FIG. 2). Cross control is provided by changing the pitch of a smaller group of screws of the left and right BLMS with screws 18-19 and 20-21, respectively, performing lateral balancing while changing the pitch of the screws of these groups (see Fig. 2). The absence of large 16/17 and smaller 18/19 and 20/21 screws when hanging the ceiling also significantly reduces harmful interference and increases their filling, which, in turn, significantly reduces the problem of flow stall. For horizontal flight after completion of the hovering mode, the AHCW switches to the tilt mode and, tilting its nose down, it will begin to move horizontally. As the inclination of the AKVV increases, its speed will increase and a transition to its high-speed towing horizontal flight is possible. After gaining altitude and after the transition of the AKVV to the cruising towing flight mode of the left and right BLMS, the theater of operations and the smaller 18/19 and 20/21 screws are synchronously set to the vane position. At the same time, directional control is provided by rudders of direction 13 BTSN and BLMS. Longitudinal and lateral control is also carried out in BTSN and BLMS by deflection of elevons 22-23 and end elevons 24, respectively. In airplane modes of flight, when creating horizontal thrust, the large propellers left 16 and right 17 have opposite rotations in the BTSN and, accordingly, eliminate the gyroscopic effect and provide a smoother flow around its wings 2 and 4, but also greatly increase the efficiency of cruising flight. When flying an AKVV in a helicopter configuration with a six-screw main circuit, the reactive moments from the larger 16/17 and smaller 18/19 and 20/21 rotors used as rotors are fully compensated due to their opposite rotation in the corresponding groups of BTSN rotors and two BLMS .

Таким образом, аэродинамическая схема многовинтового АКВВ была принята по концепции распределенной тяги разновеликих винтов и технологии многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой по курсу и тангажу с полной компенсацией реактивного крутящего момента. Выбор такой схемы для АКВВ исполнения РТРВ-Х2+4 обусловлен простотой и возможностью преобразования его полетной конфигурации с буксировочной шести- или двухвинтовой полетной конфигурации в раздельные три двухвинтовые конфигурации для выполнения миссии двух БЛМС и барражирующего полета БТСН возле зоны для последующей стыковки. При этом выбор аэродинамической схемы, особенно, такого АКВВ не всегда диктуется только соображениями получения наилучших летно-технических характеристик.Thus, the aerodynamic design of a multi-rotor AKVV was adopted according to the concept of distributed thrust of different-sized propellers and the technology of a multimode aerodynamic control system for heading and pitch balancing with full compensation of reactive torque. The choice of such a scheme for AKVV RTRV-X2 + 4 execution is due to the simplicity and the possibility of converting its flight configuration from a towing six- or twin-screw flight configuration to separate three twin-screw configurations to fulfill the mission of two BLMS and the BTSN barrage flight near the zone for subsequent docking. At the same time, the choice of an aerodynamic scheme, especially of such an AKVV, is not always dictated only by considerations of obtaining the best flight performance.

Поэтому при формировании аэродинамической компоновки АКВВ исполнения РТРВ-Х2+4 большую роль играет необходимость обеспечения условий его использования на протяженных трассах при длительном времени буксировочного крейсерского режима полета, а также обеспечения высокого уровня надежности и безопасности полета при его управлении, особенно при выполнении стыковки и переходного маневра, заходе на зависание и во время самой вертикальной посадки. Снижение аварийности достигается уменьшением скорости АКВВ и принятием специальных мер (дупланная схема с близким расположением крыльев, обеспечат соответственно хорошие противосрывные и противоштопорные характеристики, а переднее крыло с полукольцевыми каналами - большую подъемную силу). Ожидаемый эффект от такой конструкции и расположения тандемных крыльев при ощутимом уменьшении взлетной и скорости сваливания в 1,42 раза меньше, чем если полукольцевые каналы были заменены традиционным сечением крыла - это упрощение стыковочных операций.Therefore, in the formation of the aerodynamic configuration of the AKVV of the RTRV-X2 + 4 design, an important role is played by the need to ensure the conditions for its use on long routes with a long time of the towing cruising flight mode, as well as to ensure a high level of reliability and safety of the flight when controlling it, especially when connecting and transition maneuver, hovering and during the most vertical landing. Reducing accidents is achieved by reducing the speed of the ACVV and by taking special measures (a hollow circuit with a close arrangement of the wings will provide good anti-tearing and anti-tearing characteristics, and a front wing with semicircular channels will provide greater lift). The expected effect of such a design and arrangement of tandem wings with a noticeable decrease in take-off and stall speed is 1.42 times less than if the semicircular channels were replaced by a traditional wing section - this simplifies docking operations.

В настоящее время известно, что конструктивно-силовая дупланная схема с близкорасположенными тандемными крыльями обеспечивает максимальную разгрузку и фюзеляжа и несущих винтов от действия аэродинамических и массовых сил, а шестивинтовые вертолеты, что они устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений, могут и должны являться предметом их исследования и усовершенствования. Поэтому дальнейшие исследования по созданию двухвинтовых высокоскоростных вертикально взлетающих БТСН и БЛМС, которые могут применяться и АКВВ исполнения РТРВ-Х2+4, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить ряд его компонентов (см. табл. 1).At present, it is known that a structural-power hollow scheme with closely spaced tandem wings provides maximum unloading of both the fuselage and rotors from the action of aerodynamic and mass forces, and six-rotor helicopters that they are stable and controllable, therefore, all of them are suitable for further engineering applications can and should be the subject of their research and improvement. Therefore, further studies on the creation of twin-screw high-speed vertically take-off BTSN and BLMS, which can also be used by RTRV-X2 + 4 AKVV versions, using the above advantages, will make it possible to master a number of its components (see Table 1).

Предварительные технические требования к компонентам палубного АКВВ-Х2+4Preliminary technical requirements for the components of deck AKVV-X2 + 4

Figure 00000003
Figure 00000003

ЛитератураLiterature

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

Астраль. ACT, 2000 г. Astral. ACT, 2000

Claims (2)

1. Авиационный комплекс вертикального взлета, состоящий из беспилотных тяжелого самолета-носителя (БТСН) и двух буксируемых на концах крыла легких многоцелевых самолетов (БЛМС), каждый из которых имеет фюзеляж с передним размещением двигателя и двух соосных тянущих винтов, создающих по оси симметрии взлетную тягу, четырехопорное неубирающееся шасси с колесами, смонтированными в обтекателях на концах килей хвостового оперения, отличающийся тем, что он выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) по схеме Х2+4, обеспечивающей возможность трансформации с состыкованной полетной его конфигурации для вертикально взлетающего и горизонтального крейсерского полета соответственно при максимальной и маршевой тяге, создаваемой шестью и только двумя большими винтами БТСН при флюгерном положении четырех меньших винтов БЛМС в раздельные три двухвинтовые полетные конфигурации для горизонтального их полета для стыковки/расстыковки в воздухе соответственно после/для как короткого взлета/вертикальной посадки, так и короткого взлета/посадки, но и обратно, каждый из упомянутых БТСН и БМЛС выполнен по концепции "бесхвостка" и дупланной схеме при близком расположении первого крыла ко второму и оснащен двумя верхними и двумя нижними килями, выполненными соответственно с рулями направления и с отклоняемыми наружу концевыми частями, имеющими высоту при коротком взлете/посадке в сложенном положении равной половине внутреннего радиуса арочного первого крыла, и смонтированными за задней кромкой второго крыла на соответствующих частях мотогондол, каждая из последних имеет винт с передним его расположением и внутри арочной консоли первого крыла с возможностью свободного его вращения в конце расходящейся внутренней арочной ее поверхности при создании им соответствующей тяги, а для выполнения синхронной стыковки/расстыковки по технологии "крыло-в-обтекатель пилона", каждый левый и правый БЛМС оснащен соответствующим расщепляемым ловителем, имеющим систему аварийной расстыковки пироболтами от соответствующей консоли второго его крыла и смонтированным с выносом за переднюю кромку и на законцовке этих крыльев, каждый из которых выполнен в виде "пинцета-ловителя" с механическими коробчатой формы пирамидальными губками, раскрываемыми в продольной плоскости параллельно плоскости симметрии соответствующего БЛМС, и имеющий в конце раскрытого его зева достаточный внутренний объем для свободного размещения внутри него закрепленной на кронштейнах вертикальной стержневой силовой связи, выполненной в виде пальца с наружным диаметром, достаточным для улавливающего его обхвата раскрытыми горизонтальными полукольцевыми губками механического захвата-замка, каждый левый и правый из которых взаимодействующий соответственно с правым и левым пальцем, смонтирован на конце шарнирных рычагов, выполненных в виде параллелограмма, имеющего привод, обеспечивающий перпендикулярно плоскости симметрии БТСН его разворот вдоль плоскости средней линии соответствующего второго крыла БЛМС и вынос как из обтекателя, смонтированного под соответствующей консолью второго крыла БТСН на пилоне, так и внос обратно в обтекатель после срабатывания захвата-замка удерживающего палец стыковочного узла и сжатия пирамидальных губок, верхняя и нижняя из которых, имея с соответствующих сторон проемы, обеспечивают свободное обжатие элементов крепления захвата-замка к шарнирным рычагам, а после заведения и размещения сложенных шарнирных рычагов в стыковочном обтекателе срабатывают механические замки фиксирующего стыковочного узла, ответная часть которого расположена на конце штанги расщепляемого ловителя и в плоскости средней лини второго крыла БЛМС, при этом разновеликие крылья БТСН и каждого БЛМС, большее второе крыло из которых с наплывами, снабженное внутренними, внешними и концевыми элевонами, смонтированными соответственно на не отклоняемых и отклоняемых его секциях, установлено ниже и позади первого меньшего арочного крыла, имеющего 40% площади второго крыла и диаметральную линию полукольцевых его каналов, расположенную параллельно средней линии не отклоняемым секциям второго крыла, и обеспечивающего дополнительную подъемную силу и защиту винтов от взаимовлияний и возможных их соприкосновений при трансформации, но и позволяющего получить малые скорости сваливания и повысить безопасность, особенно как при переходных маневрах для выполнения в воздухе трансформации в состыкованную схему РТРВ-Х2+4, так и при висении и вертикальной посадке или взлете с достижением в этой схеме полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между соответствующими левым и правым винтом в БТСН и каждом БЛМС, но и с обеспечением одинакового направления вращения между диагонально расположенными группами винтов двух левых и двух правых меньших винтов БЛМС, имеющих при виде сверху направление вращение соответственно по часовой стрелке и против и устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание соответствующих крыльев воздушным потоком от винтов, причем развитые в БТСН и каждом БЛМС внутренние и внешние элевоны второго крыла, расположенные в воздушном потоке их винтов, обеспечивают при синфазном и дифференциальном их отклонении как продольное и поперечное, так и продольное и путевое управление после автоматической перекладки в программируемом системно-логическом контроллере данных рулей - элевонов с управления по крену на рысканье соответственно при переходе с самолетной полетной конфигурации в вертолетную и при соответствующих режимах их полета с достижением как стабилизации продольного и поперечного их положения, так и стабилизации по угловой скорости рысканья и управляемости по курсу соответственно, при этом полукольцевые секции консолей арочного первого крыла БТСН и каждого БЛМС в передних и задних окончаниях их трапециевидных в плане законцовок, отклоненных назад и вверх выше верхней поверхности второго крыла, снабжен двумя парами телевизионных камер переднего и заднего панорамного видового обзора горизонта, особенно как по левому, так и правому их борту, обеспечивающие условия истинно дистанционного пилотирования оператором и упрощающие осуществления трансформации полетной его конфигурации, причем для раздельного полета при выполнении вертикального взлета/посадки или висения и БТСН, и двух БЛМС, которые выполнены с возможностью синхронного отклонения у них вверх к плоскости симметрии соответствующих концевых частей второго крыла, образующих у каждого из них не отклоняемую секцию, имеющую равновеликий размах с размахом внешней арочной поверхности первого крыла и, как следствие, уменьшая габариты вертолетной и стояночной площадки, позволяют при вертикальном положении их фюзеляжей увеличить с вертикальными их килями результирующую путевую устойчивость, при этом система трансмиссии БТСН и каждого БЛМС, обеспечивая передачу взлетной мощности турбовинтовых двигателей (ТВД) между двумя винтами второго крыла и включая наряду с синхронизирующими поперечными валами, связывающими Т-образные в плане главный редуктор с двумя промежуточными, имеет соединительные центральный и консольные продольные валы, связывающие посредством муфт свободного хода соответственно вспомогательную силовую установку и каждый ТВД с соответствующим Т-образным в плане промежуточным редуктором, снабжена продольными соединительными валами, размещенными соответственно по оси каждой подкрыльевой мотогондолы и связывающими выходной вал промежуточного редуктора через муфту сцепления с редуктором винта, причем с целью обеспечения возможности размещения на земле как по отдельности, так и состыкованного БТСН с каждым БЛМС при горизонтальном расположении их фюзеляжей, каждый из них снабжен, выполненным по велосипедной схеме четырехопорным колесным шасси, имеющим наряду с носовой и кормовой основными его опорами с колесами, убирающимися в соответствующие ниши их фюзеляжей, оснащено вспомогательными их подкрыльными опорами с неубирающимися амортизационными колесами в обтекателях, смонтированных снаружи в нижней части их полукольцевых каналов арочного первого крыла для обеспечения выполнения как раздельного, так и состыкованного короткого взлета и посадки при горизонтальном расположении их фюзеляжей, при этом стыковочные обтекатели БТСН, смонтированные на подкрыльевых его пилонах дальше задней кромки и ниже средней линии его второго крыла, обеспечивают в направлении горизонтального полета соответственно отступы по горизонтали и вертикали состыкованных консолей второго крыла со вторыми крыльями левого и правого БЛМС, позволяющие в состыкованной стояночной их конфигурации на земле, повышая результирующую устойчивость БТСН с двумя БЛМС, выполненными масштабируемыми, каждый планер из двух последних в
Figure 00000002
раза меньше первого, расположить на одном уровне все самоустанавливающиеся колеса двенадцатиопорного шасси соответственно с вертикальным и горизонтальным расположением их фюзеляжей.1. The vertical take-off aviation complex, consisting of unmanned heavy carrier aircraft (BTSN) and two light multi-purpose aircraft (BLMS) towed at the wing ends, each of which has a fuselage with a front engine and two coaxial pulling screws creating a take-off along the symmetry axis traction, four-support fixed gear with wheels mounted in fairings at the ends of the tail fin carcasses, characterized in that it is made according to the concept of distributed traction of different-sized screws (RTRV) according to the X2 + 4 scheme, providing which makes it possible to transform with its docked flight configuration for vertically take-off and horizontal cruise flight, respectively, with maximum and cruising thrust created by six and only two large BTSN propellers with the weather position of four smaller BLMS propellers into separate three twin-screw flight configurations for their horizontal flight for docking / undocking in the air, respectively, after / for both short take-off / vertical landing and short take-off / landing, but also vice versa, each the first of the aforementioned BTSN and BMLS is made according to the tailless concept and a hollow pattern with the first wing close to the second and equipped with two upper and two lower keels, made respectively with rudders and with end parts deviated outward, having height during short take-off / landing in the folded position equal to half the inner radius of the arched first wing, and mounted behind the rear edge of the second wing on the corresponding parts of the nacelles, each of the latter has a screw with its front located and inside the arched console of the first wing with the possibility of its free rotation at the end of the diverging internal arched surface of the wing when it creates the appropriate traction, and to perform synchronous docking / undocking using the "wing-to-cowl fairing" technology, each left and right BLMS is equipped with a corresponding fissile fishery, having an emergency uncoupling system with pyro bolts from the corresponding console of its second wing and mounted with the removal of the front edge and at the tip of these wings, each of which nen in the form of a “forceps-catcher” with mechanical box-shaped pyramidal jaws, opened in a longitudinal plane parallel to the plane of symmetry of the corresponding BLMS, and having at the end of its throat open enough internal volume for free placement inside it of a vertical rod force connection fixed on brackets, made in in the form of a finger with an outer diameter sufficient for catching its girth with open horizontal semicircular lips of a mechanical gripping lock, each left and the right one, which interacts with the right and left finger, respectively, is mounted on the end of the articulated levers made in the form of a parallelogram having a drive that ensures that it rotates perpendicular to the BTSN symmetry plane along the midline plane of the corresponding second BLMS wing and is carried out from both the fairing mounted under the corresponding console the second wing of the BTSN on the pylon, and bringing it back into the fairing after the engagement-lock of the finger-holding docking unit and compression of the pyramidal lips k, the upper and lower of which, having openings on the respective sides, provide free compression of the fastening elements of the gripper-lock to the hinge levers, and after the establishment and placement of the folded hinge levers in the docking fairing, the mechanical locks of the locking docking assembly are activated, the counterpart of which is located at the end splitting trap rods and in the plane of the middle line of the second wing of the BLMS, with different sized wings of BTSN and each BLMS, the larger second wing of which is inflated, equipped with an internal by them, external and end elevons mounted respectively on the sections not deflected and deflected, it is installed below and behind the first smaller arched wing, which has 40% of the area of the second wing and a diametrical line of its semicircular channels, parallel to the middle line of the non-deflected sections of the second wing, and providing additional lifting force and protecting the screws from interference and their possible contact during transformation, but also allowing to obtain low stall speeds and increase safely especially when performing transitional maneuvers to perform airborne transformation into a docked RTRV-X2 + 4 scheme, and when hovering and vertical landing or take-off with achieving complete compensation of reactive torques in this scheme with the opposite direction of rotation between the corresponding left and right screws in BTSN and each BLMS, but also ensuring the same direction of rotation between diagonally located groups of screws of two left and two right smaller BLMS screws having a rotation direction from above respectively clockwise and counterclockwise and eliminating the gyroscopic effect and creating a smoother flow around the corresponding wings with the air stream from the screws, the internal and external elevons of the second wing developed in the BTSN and each BLMS, located in the air stream of their screws, provide for their in-phase and differential deviation both longitudinal and transverse, and longitudinal and directional control after automatic shifting in the programmable system-logic controller of these rudders - elevons with control I roll on the yaw, respectively, when switching from an airplane flight configuration to a helicopter and with the corresponding flight modes, achieving both stabilization of their longitudinal and transverse positions, and stabilization in terms of yaw rate and controllability along the course, respectively, while the semicircular sections of the arched first consoles wing BTSN and each BLMS in the front and rear ends of their trapezoidal in terms of endings, deflected back and up above the upper surface of the second wing, equipped with two pairs of front and rear panoramic panoramic view cameras of the horizon, especially both on their port and starboard, providing true remote piloting conditions by the operator and simplifying the transformation of his flight configuration, and for separate flight when performing vertical take-off / landing or hovering and BPSN, and two BLMS, which are made with the possibility of synchronous deviation from them up to the plane of symmetry of the corresponding end parts of the second wing, forming in each of them n the deflectable section, which is equally spaced with the span of the outer arched surface of the first wing and, as a result, decreasing the dimensions of the helicopter and parking area, allows vertical fuselages to increase the resulting track stability with their vertical keels, while the BTSN transmission system and each BLMS, ensuring the transfer of the take-off power of turboprop engines (TWD) between the two screws of the second wing and including along with synchronizing transverse shafts connecting the T-shaped planes f the main gearbox with two intermediate gears, has connecting central and cantilevered longitudinal shafts connecting, respectively, an auxiliary power unit through freewheels and each theater with a corresponding T-shaped intermediate gearbox, equipped with longitudinal connecting shafts located respectively on the axis of each underwing nacelle and connecting the output shaft of the intermediate gearbox through the clutch with the gearbox of the screw, and in order to allow placement and on the ground, both individually and docked with BTSN with each BLMS with the horizontal position of their fuselages, each of them is equipped with a four-wheel wheeled chassis made according to the bicycle scheme, having along with the bow and stern its main supports with wheels that retract into the corresponding niches of their fuselages is equipped with auxiliary wing supports with fixed gear cushioning wheels in fairings mounted externally in the lower part of their semicircular channels of the arched first wing to ensure Both separate and docked short take-off and landing with the horizontal position of their fuselages, while the BTSN docking fairings mounted on its underwing pylons farther than the trailing edge and below the midline of its second wing, provide horizontal and vertical spacing in the direction of horizontal flight, respectively. docked consoles of the second wing with the second wings of the left and right BLMS, allowing their docked parking configuration on the ground, increasing the resulting stability BTSN with two BLMS made scalable, each of the last two
Figure 00000002
times smaller than the first, arrange all the self-aligning wheels of the twelve-support chassis at the same level, respectively, with the vertical and horizontal arrangement of their fuselages. 2. Авиационный комплекс вертикального взлета по п. 1, отличающийся тем, что турбоэлектрическая силовая установка БТСН и каждого БЛМС, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена левой и правой мотогондолами с электромоторами, вращательно связанными с редукторами винтов, а вспомогательная силовая установка представляет собой гибридную мотогондолу, в которой наряду с поршневым двигателем (ПД), имеющим для отбора взлетной его мощности передний вывод вала, передающий крутящий момент на входной вал обратимого электромотора-генератора (ОЭМГ), выходной вал которого, вращательно связанный с входным валом главного редуктора посредством муфт сцепления входной и выходной, установленных на соответствующих валах соответственно перед ПД и перед главным редуктором, и оснащена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электромоторы и ПД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который в режиме электрогенератора при полетной двухвинтовой их конфигурации обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в соответствующей гибридной мотогондоле только от внутреннего источника энергии - ПД, при этом каждая входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением соответствующего вала ОЭМГ с выходным и входным валом соответственно ПД и главного редуктора, позволяют реализовать в гибридной мотогондоле три способа работы ПД и ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на вал главного редуктора при вертикальном взлете/посадке и висении или из-за отказа ПД при его отключении от трансмиссии самостоятельной передачи номинальной мощности ОЭМГ только как от электромотора на вал главного редуктора, но и самостоятельной работы ПД при передаче как распределенной, так и всей его номинальной мощности как на вал последнего, обеспечивающего после выполнения короткого взлета/посадки горизонтальный полет в перегрузочном варианте, но и на входной вал ОЭМГ, работающего как электрогенератор с номинальной мощностью, так и на входной вал ОЭМГ, работающего как электрогенератор с максимальной мощностью при отключенном его выходном вале от главного редуктора соответственно. 2. The vertical take-off aviation complex according to claim 1, characterized in that the BTSN turbo-electric power unit and each BLMS, made according to the parallel-serial hybrid power drive technology, are equipped with left and right engine nacelles with electric motors rotationally connected to screw reducers, and an auxiliary power the installation is a hybrid engine nacelle, in which, along with a piston engine (PD), which has a front shaft output for taking off its power, transmitting torque to the input th shaft of a reversible electric motor generator (OEMG), the output shaft of which is rotationally connected with the input shaft of the main gearbox via input and output clutches mounted on the respective shafts in front of the PD and in front of the main gearbox, and is equipped with an electric drive system including all electric motors, rechargeable rechargeable batteries, energy converter with power transmission control unit connecting and disconnecting electric motors and PD, switching generating power and recharging order batteries from OEMG, which in the electric generator mode with a flight twin-screw configuration provides alternately two ways of generating power in the corresponding hybrid engine nacelle only from an internal energy source - PD, with each input and output electromagnetic clutch providing remote control of their clutch / disengagement of the corresponding OEMG shaft with the output and input shaft, respectively, PD and the main gearbox, allow you to implement three ways of working in a hybrid nacelle from PD and OEM operating in the mode and / or electric motor, respectively, when their takeoff and peak power are transferred together to the main gearbox shaft during vertical take-off / landing and hovering or due to PD failure when it is disconnected from the transmission of independent transmission of nominal OEM power only both from the electric motor to the shaft of the main gearbox, but also the independent operation of the PD during the transmission of both distributed and all its rated power to the shaft of the latter, which, after performing a short take-off / landing, burns ontalny embodiment reloading in flight, but on an input shaft OEMG operating as an electric generator with a nominal power, and the input shaft OEMG operating as an electric generator with a maximum output at its output disconnected from the main shaft gear, respectively.
RU2014148660/11A 2014-12-02 2014-12-02 Aircraft vertical take-off system RU2582743C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014148660/11A RU2582743C1 (en) 2014-12-02 2014-12-02 Aircraft vertical take-off system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014148660/11A RU2582743C1 (en) 2014-12-02 2014-12-02 Aircraft vertical take-off system

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2582743C1 true RU2582743C1 (en) 2016-04-27

Family

ID=55794628

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014148660/11A RU2582743C1 (en) 2014-12-02 2014-12-02 Aircraft vertical take-off system

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2582743C1 (en)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2648503C1 (en) * 2017-01-09 2018-03-26 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned convertiplane with an arched wing
RU2680555C1 (en) * 2018-04-13 2019-02-22 Алексей Александрович Сизиков Unmanned aerial vehicle docking system
RU2743311C1 (en) * 2020-09-15 2021-02-17 Дмитрий Сергеевич Дуров Modular x-wing aircraft for arctic rocket aviation complexes
CN112607014A (en) * 2020-12-29 2021-04-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Combined system of manned machine and unmanned aerial vehicle
RU2748042C1 (en) * 2020-05-12 2021-05-19 Дмитрий Сергеевич Дуров Modular composite aircrafts for watercraft and aircraft missile systems
RU2750586C1 (en) * 2020-06-16 2021-06-29 Дмитрий Сергеевич Дуров Modular convertiplanes for ship-based aircraft missile systems
RU2778159C1 (en) * 2021-08-16 2022-08-15 Дмитрий Сергеевич Дуров Attack weapon aviation complex

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2032848A (en) * 1934-11-26 1936-03-03 Kutnar Virgil Airplane
US2388013A (en) * 1942-03-25 1945-10-30 Rasor Orval Airplane towing mechanism
RU2297949C2 (en) * 2004-07-19 2007-04-27 Леонид Валентинович Привалов Method of realization of mode of flow over lifting propeller blades and aero-space system with variable-diameter lifting propeller at supersonic flow over blades
WO2012030300A1 (en) * 2010-08-31 2012-03-08 Singapore Technologies Aerospace Ltd Tow hook, system and method for launching an unmanned aerial vehicle

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2032848A (en) * 1934-11-26 1936-03-03 Kutnar Virgil Airplane
US2388013A (en) * 1942-03-25 1945-10-30 Rasor Orval Airplane towing mechanism
RU2297949C2 (en) * 2004-07-19 2007-04-27 Леонид Валентинович Привалов Method of realization of mode of flow over lifting propeller blades and aero-space system with variable-diameter lifting propeller at supersonic flow over blades
WO2012030300A1 (en) * 2010-08-31 2012-03-08 Singapore Technologies Aerospace Ltd Tow hook, system and method for launching an unmanned aerial vehicle

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2648503C1 (en) * 2017-01-09 2018-03-26 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned convertiplane with an arched wing
RU2680555C1 (en) * 2018-04-13 2019-02-22 Алексей Александрович Сизиков Unmanned aerial vehicle docking system
WO2019199202A1 (en) * 2018-04-13 2019-10-17 Алексей Александрович СИЗИКОВ Unmanned aircraft docking system
RU2748042C1 (en) * 2020-05-12 2021-05-19 Дмитрий Сергеевич Дуров Modular composite aircrafts for watercraft and aircraft missile systems
RU2750586C1 (en) * 2020-06-16 2021-06-29 Дмитрий Сергеевич Дуров Modular convertiplanes for ship-based aircraft missile systems
RU2743311C1 (en) * 2020-09-15 2021-02-17 Дмитрий Сергеевич Дуров Modular x-wing aircraft for arctic rocket aviation complexes
CN112607014A (en) * 2020-12-29 2021-04-06 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 Combined system of manned machine and unmanned aerial vehicle
RU2778159C1 (en) * 2021-08-16 2022-08-15 Дмитрий Сергеевич Дуров Attack weapon aviation complex

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2582743C1 (en) Aircraft vertical take-off system
US20140312177A1 (en) Coaxial rotor/wing aircraft
RU2629475C1 (en) High-speed turbofan combined helicopter
US8857755B2 (en) Vertical/short take-off and landing passenger aircraft
RU2448869C1 (en) Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft
RU2527248C1 (en) Drone with hybrid power plant (versions)
RU2608122C1 (en) Heavy high-speed rotary-wing aircraft
RU2310583C2 (en) Amphibious convertible helicopter
RU2548304C1 (en) Multirotor convertible high-speed helicopter
RU2657706C1 (en) Convertiplane
RU2629478C2 (en) High-speed helicopter with propulsion-steering system
RU2550909C1 (en) Multirotor convertible pilotless helicopter
RU2521090C1 (en) High-speed turboelectric helicopter
RU2547155C1 (en) Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft
RU2609856C1 (en) Fast-speed convertible compound helicopter
RU2648503C1 (en) Unmanned convertiplane with an arched wing
RU2534676C1 (en) Cryogenic turbo-electric stol aircraft
RU2351506C2 (en) Multipurpose hydroconvertipropeller plane
RU2543120C1 (en) Multirotor hybrid electrical convertiplane
CN104276273B (en) A kind of Large freight aircraft
RU2492112C1 (en) Heavy-duty multi-propeller converter plate
RU2532672C1 (en) Heavy convertible electric drone
RU2643063C2 (en) Unmanned aircraft complex
RU2661277C1 (en) Unmanned carrier-based convertible rotorcraft
RU2653953C1 (en) Unmanned high-speed helicopter-airplane

Legal Events

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

Effective date: 20171203