RU2609856C1 - Fast-speed convertible compound helicopter - Google Patents

Fast-speed convertible compound helicopter Download PDF

Info

Publication number
RU2609856C1
RU2609856C1 RU2015157327A RU2015157327A RU2609856C1 RU 2609856 C1 RU2609856 C1 RU 2609856C1 RU 2015157327 A RU2015157327 A RU 2015157327A RU 2015157327 A RU2015157327 A RU 2015157327A RU 2609856 C1 RU2609856 C1 RU 2609856C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
rotors
screws
flight
smaller
Prior art date
Application number
RU2015157327A
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 RU2015157327A priority Critical patent/RU2609856C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2609856C1 publication Critical patent/RU2609856C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft

Abstract

FIELD: transportation, aviation.
SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular, to compound helicopter designs. The fast speed convertible compound helicopter (FSCCH) comprises a trapezoid wing, having on cantilevers the propulsion bearing helical systems with two engines, a tial unit with a horizontal tail plane and a tricycle wheel landing gear. The FSCCH is equipped with a multipropeller system of spaced traction, having two smaller propellers, installed on integral rotary cantilevers of a V-shaped tail plane, and two large ones, mounted on the output shafts of cantilever gears, each installed in an overwing fairing at the end edge of the lower wing. The hollow fixed support is installed coaxially inside the shaft of the lifting propeller, which is stiffly fixed by its lower end to the body, and the upper part of the support protruding from the shaft is fixed in the underwing fairing of the upper wing. The FSCCH may convert the flight configuration of the four-propeller lifting system from the helicopter into the flight configuration of the winged autogyro or compound helicopter with a two-propeller propulsion system.
EFFECT: invention provides for increased actual load and weight ratio, reduced required power for longitudinal balancing while hovering and improved longitudinal balance.
1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных преобразуемых винтокрылов с системой разнесенной тяги разновеликих винтов в несущей схеме Х2+2, два больших из которой смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов обтекателей высокорасположенного биплана как нижнего второго крыла обратной стреловидности, так и верхнего первого стреловидного крыла типа парасоль обратная "чайка", и с изменяемым вектором тяги два меньших из нее на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора, обеспечивающих маршевую тягу и выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of high-speed convertible rotorcraft with spaced-thrust system of different-sized propellers in the X2 + 2 carrier circuit, two of which are mounted on vertical supports installed between the bodies of the fairings of a high-lying biplane as the lower second wing of the reverse sweep and the upper the first swept wing of the parasol type, the reverse "gull", and with a variable thrust vector two smaller ones of it on the whole-swivel consoles of the V-shaped stabilizer, providing marching thrust and vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), but also short take-off and vertical landing (KVVP).

Известен тяжелый винтокрыл модели «Ротодайн» фирмы «Вестланд» (Англия), содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и на пилоне над фюзеляжем один несущий винт с реактивными соплами на концах его четырех лопастей, силовую установку, включающую два турбовинтовых двигателя, расположенных в гондолах на консолях под крылом, обеспечивающих подачу сжатого воздуха для реактивного привода несущего винта и приводящих во вращение тянущие воздушные винты, хвостовое оперение с горизонтальным стабилизатором и двухкилевым оперением, имеющим складывающиеся верхние части при вертикальном взлете и посадке, и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.Known heavy rotorcraft model "Rotodine" company "Westland" (England), containing a monoplane with a high wing and on the pylon above the fuselage one main rotor with jet nozzles at the ends of its four blades, a power plant including two turboprop engines located in gondolas on consoles under the wing, providing compressed air for the jet drive of the rotor and rotating the pulling propellers, the tail unit with a horizontal stabilizer and a two-fin plumage having folding tops during vertical take-off and landing, and a three-leg retractable retractable wheeled chassis with a bow support support.

Признаки совпадающие - наличие на пилоне над фюзеляжем несущего винта большого диаметром 31,8 м, создающего вертикальную тягу только при вертикальном взлете и посадке, а два турбовинтовых двигателя мощностью по 5250 л.с., используемых располагаемую их мощность при взлете для работы компрессора, который засасывал воздух, сжимал его до четырех атмосфер и подавал через систему трубопроводов к соплам на концах четырех лопастей несущего винта и приводящих тянущие винты, расположенные на крыле, обеспечивающие горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущий винт станет вращаться на режиме самовращения, как у автожира, создавая только 40% необходимой подъемной силы, а 60% будут создаваться крылом, что должно было обеспечить винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а избыточная тяговооруженность его силовой установки, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе, создает диапазон скоростей его полета 325…340 км/час и при взлетном весе винтокрыла 24276 кг с полезной нагрузкой 6,0 тонн и обеспечивает его дальность полета 1100 км.The signs are the same - the presence of a rotor with a large diameter of 31.8 m on the pylon above the fuselage, creating vertical thrust only during vertical take-off and landing, and two turboprop engines with a capacity of 5250 hp each, using their available power during take-off for compressor operation, which sucked in air, squeezed it up to four atmospheres and fed through a piping system to the nozzles at the ends of the four main rotor blades and leading pulling screws located on the wing, providing horizontal traction only during cruise flight, especially when the rotor begins to rotate in self-rotation, as in a gyroplane, creating only 40% of the required lifting force, and 60% will be created by the wing, which would provide the rotorcraft higher efficiency than a helicopter, and its excess thrust-weight ratio the power plant, which ensures the continuation of the flight with one engine running, creates a range of flight speeds of 325 ... 340 km / h and with a take-off weight of the helicopter 24276 kg with a payload of 6.0 tons and provides its flight range of 1100 km.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания и подъемной силы, и горизонтальной тяги (несущий винт и тянущие винты на крыле), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению аппарата, особенно с несущим винтом, имеющим управление циклического изменения его шага, шарнирное крепление лопастей и реактивный привод, а также увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, снижению весовой отдачи и дальности действия. Вторая - это то, что при испытаниях винтокрыла выяснилось, что его конструкция отличается очень большой сложностью и требует доводки и, в частности, при отказе одного из двух турбовинтовых двигателей, что также усложняет путевую стабилизацию из-за отсутствия синхронизирующего вала трансмиссии, что снижает надежность крейсерского полета. Расход топлива оказался более высоким, чем у вертолета, а преимущества автожирного полета нельзя было реализовать полностью, особенно на коротких маршрутах. Кроме того, уровень шума работающих реактивных сопел несущего винта при взлете и посадке был настолько высок, что делал невозможной эксплуатацию винтокрыла в пригородных районах. Третья - это то, что на режиме висения поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в его вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от консолей крыла, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения. Четвертая - в винтокрыле одновинтовой несущей схемы с реактивным приводом имеют место в силовой установке и, в частности, потери в системе трубопроводов подачи сжатого воздуха к соплам несущего винта, а также опасность, создаваемая несущим винтом для вертикальных килей. Поэтому последние имеют складывающиеся верхние части, что приводит к усложнению и утяжелению конструкции и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного веса винтокрыла, причем при вертикальном его взлете два тянущих винта и крыло бесполезны и при этом мощность двигателей полностью используется для работы компрессора, который подает сжатый воздух через систему трубопроводов к соплам на концах четырех лопастей несущего винта, а в горизонтальном полете лишним может оказаться и несущий винт. Все это, в частности, ограничивает возможность как выполнения в перегрузочном варианте короткого взлета и посадки при полете его как винтокрыла, так и, как следствие, увеличения при этом взлетного веса на 15-20% и весовой отдачи.Reasons that impede the task: the first is that the rotorcraft has a dual separate system for creating both lifting force and horizontal thrust (rotor and pulling screws on the wing), which inevitably leads to a heavier and more complicated apparatus, especially with a rotor having management of cyclic changes in its pitch, articulated mounting of the blades and jet drive, as well as an increase in the volume of routine maintenance and more expensive operation, reduction in weight return and range. The second one is that when testing a rotorcraft it turned out that its design is very complex and requires refinement and, in particular, in the event of failure of one of the two turboprop engines, which also complicates track stabilization due to the lack of a synchronizing transmission shaft, which reduces reliability cruising flight. Fuel consumption was higher than that of a helicopter, and the advantages of gyroplane flight could not be fully realized, especially on short routes. In addition, the noise level of the working rotor nozzles during takeoff and landing was so high that it made impossible the operation of the rotorcraft in the suburban areas. The third is that in the hovering mode, the flow from the rotor, blowing over the wing consoles and creating a significant total loss in its vertical thrust, is inhibited. At the same time, the high-speed air flow discarded from the wing consoles predetermines the formation of vortex rings, which can sharply reduce the thrust of the rotor at low lowering speeds and create an uncontrolled fall situation. Fourth, in a rotary-wing single-rotor rotor-driven rotor-driven rotorcraft, there are losses in the power plant and, in particular, losses in the system of compressed air supply to the rotor nozzles, as well as the danger created by the rotor for vertical keels. Therefore, the latter have folding upper parts, which leads to a more complicated and heavier design and tends to increase with increasing take-off weight of the rotorcraft, and when it takes off vertically, two pulling screws and a wing are useless and the engine power is fully used to operate the compressor, which supplies compressed air through the piping system to the nozzles at the ends of the four main rotor blades, and in horizontal flight the main rotor may also be superfluous. All this, in particular, limits the possibility of both performing in the reloading version a short take-off and landing during the flight of both a rotorcraft and, as a result, an increase in take-off weight of 15-20% and weight return.

Известен самолет вертикального взлета и посадки модели «Хиллер 1045» (США) [1, стр. 173], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и поворотными его консолями с тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу с соответствующим их отклонением от горизонтального положения, имеет силовую установку, включающую два газотурбинных двигателя с редукторами, расположенных в гондолах на консолях под крылом, трансмиссию с системой валов, хвостовое оперение с рулевыми соосными винтами и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.Known aircraft vertical takeoff and landing model "Hiller 1045" (USA) [1, p. 173], containing a monoplane with a high wing and its rotary consoles with pulling screws, creating horizontal and vertical thrust with their corresponding deviation from horizontal position, has a power an installation comprising two gas turbine engines with gears located in nacelles on consoles under the wing, a transmission with a system of shafts, a tail unit with coaxial steering screws and a three-leg retractable retractable wheel chassis with axial auxiliary and main side supports.

Признаки совпадающие - наличие поворотных элементов крыла с двумя тянущими винтами и жестким креплением их лопастей и без управления циклического изменения их шага, которые преобразуют горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением совместно с консолью крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота крыла от 0° до +100°, вращение несущих винтов и рулевых соосных винтов - синхронизирующее, в двухвинтовой поперечной схеме на высокорасположенном крыле малого удлинения имеются на удлиненной хвостовой балке рулевые соосные винты управления по тангажу при висении.The signs are the same - the presence of rotary elements of the wing with two pulling screws and a rigid fastening of their blades and without the control of cyclic changes in their pitch, which transform horizontal thrust into vertical thrust by their corresponding deviation together with the wing console upward from a horizontal position by an angle of 90 °, the range of rotation of the wing from 0 ° to + 100 °, the rotation of the rotors and coaxial steering screws is synchronized, in a twin-screw transverse diagram on a highly located wing of small elongation are available on elongated tails Oh beam, coaxial steering pitch control screws for hanging.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные консоли крыла с увеличением угла их атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что для выполнения вертикального взлета/посадки и зависания имеется двойная раздельная система создания подъемной силы и вертикальной тяги продольного управления (несущие и рулевые соосные винты), что неизбежно ведет к его утяжелению, увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, а также увеличению аэродинамического сопротивления, так как при горизонтальном его полете рулевые соосные винты, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Четвертая - это то, что рулевые соосные винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильностью управления и значительно увеличивает опасность, создаваемую рулевыми винтами для наземного персонала на вертолетных режимах полета.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever arrangement of the rotary elements of the wing with the engine, gearbox and screws determines a structurally complex straight wing, equipped with upper and lower skin panels and equipped with a complex system of rotation and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability . The second is that the rotary wing consoles, with an increase in their angle of attack during transient flight modes, create a danger of a flow stall on the wing until the screws create the necessary lifting force, which reduces reliability and safety. The third one is that to perform vertical take-off / landing and hovering, there is a double separate system for creating lifting force and vertical traction of longitudinal control (main and coaxial propellers), which inevitably leads to its weight, an increase in the volume of routine maintenance and a higher cost of operation, and also an increase in aerodynamic drag, since in horizontal flight, the coaxial tail rotors, increasing the parasitic mass, are useless. The fourth one is that the coaxial steering screws of the longitudinal control, made of three-blade with variable pitch, are installed in the rear of the fuselage and mounted on the tail folding beam. This complicates the design and determines the use of a special integrating control device, which during transitional flight modes, taking into account possible stall flow on the wing, does not provide sufficient control stability and significantly increases the danger posed by tail rotors for ground personnel in helicopter flight modes.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный скоростной винтокрыл модели "Ка-22" ОКБ «Камова» (РФ), содержащий трапециевидное крыло, имеющее на его консолях движительно-несущие винтовые системы с двумя двигателями, связанными с главным редуктором соединительными валами, проложенными в крыле, и приводящими во вращение несущие винты и пропеллеры, расположенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, имеющий хвостовое оперение с горизонтальным стабилизатором и трехопорное колесное шасси с носовой вспомогательной и боковыми опорами.Closest to the proposed invention is an experimental high-speed rotorcraft model "Ka-22" OKB "Kamov" (RF), containing a trapezoidal wing, having on its consoles propulsion-bearing screw systems with two engines connected to the main gearbox by connecting shafts laid in the wing and leading to rotation of the rotors and propellers, located respectively in front of the engine nacelles and above the latter on the wing pylons, having a tail unit with a horizontal stabilizer and a tricycle support forest chassis with bow support and side supports.

Признаки совпадающие - на концах крыла умеренного удлинения λ=5,4 и размаха 23,8 м имеются пилоны с несущими винтами диаметром 22,5 м, вращающимися в противоположных направлениях. Каждый несущий винт, вал которого отклонен вперед по полету, имеет автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают в большей степени пропеллеры. Два турбовинтовых двигателя Д-25 ВК мощностью по 5500 л.с., используемых 95% их мощности при ВВП и ее меньшую часть при горизонтальном полете соответственно на привод несущих винтов (почти 15% при взлетном весе Gвз=42500 кг) при создании ими подъемной силы и пропульсивной тяги, но и пропеллеров АВ-62, расположенных спереди гондол двигателей, обеспечивающих горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущие винты станут вращаться на режиме близко к самовращению, как у автожира, создавая только подъемную силу при горизонтальном полете (авторотирующие несущие винты используются как несущие поверхности, не создавая пропульсивной тяги), а потребную при этом маршевую тягу для горизонтального полета будут создавать пропеллеры, что обеспечит винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а высокая тяговооруженность его силовой установки, имеющая удельную нагрузку на мощность ρN=3,4 кг/л.с., может создавать диапазон скоростей полета 340…356 км/час с полезной нагрузкой (ПН) 6,0 тонн и после выполнения ВВП при взлетном его весе 37500 кг, обеспечивая при этом и дальность полета до 1100 км. Испытания Ка-22 показали, что при взлете с разбегом 190 м вес ПН возрастает до 10 тонн (при Gвз=42500 кг). При посадке «по самолетному» (Gвз=35500 кг) посадочная дистанция менее 130 м. При скорости полета свыше 150 км/ч винтокрыл вел себя как самолет и крыло при этом несет 60% его взлетного веса.The signs are the same - at the ends of the wing of moderate elongation λ = 5.4 and a span of 23.8 m, there are pylons with rotors with a diameter of 22.5 m, rotating in opposite directions. Each rotor, the shaft of which is deflected forward in flight, has a swash plate with the control of general and cyclic changes in its pitch, is designed to create lifting and propulsive forces, and translational motion in high-speed flight is provided to a greater extent by propellers. Two turboprop engine D VC-25 with a capacity of 5500 horsepower used 95% of their capacity when GDP and its smaller part at horizontal flight, respectively, to the drive rotor (almost 15% when taken takeoff weight G = 42500 kg) for creating them lifting force and propulsive traction, but also of AV-62 propellers located in front of engine nacelles providing horizontal traction only during cruise flight, especially when the rotors begin to rotate in a mode close to self-rotation, as in a gyroplane, creating only lifting force when horizontally in flight (autorotating rotors are used as bearing surfaces without creating propulsive thrust), and propellers will create the marching thrust required for horizontal flight, which will provide the rotorcraft higher profitability than a helicopter, and the high thrust-weight ratio of its power plant, which has a specific load at a power ρ N = 3.4 kg / h.p., can create a range of flight speeds of 340 ... 356 km / h with a payload (PN) of 6.0 tons and after the GDP is fulfilled with its take-off weight of 37500 kg, while ensuring and far s flight up to 1100 km. Tests Ka-22 showed that at takeoff with 190 m takeoff weight Mo increases to 10 tons (taken at G = 42500 kg). When landing "on aircraft» (G taken kg = 35500) landing distance less than 130 m. Airspeed of 150 km / h rotorcraft behaved like an airplane wing and thus carries 60% of its take-off weight.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания подъемной силы и горизонтальной тяги (несущие винты и пропеллеры), что неизбежно ведет к его утяжелению, особенно с тянущими пропеллерами, используемыми лишь в горизонтальном полете, но и увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации несущих винтов, имеющих автоматы перекоса с управлением общего и циклического изменения их шага, и, как следствие, снижению весовой отдачи и дальности действия. Вторая - это то, что на режиме висения поток от несущих винтов, обдувая консоли «самолетного» крыла площадью 105,0 м2 и создавая значительную (почти 12,5%) общую потерю в их вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от консолей крыла и даже при отклоненных закрылках и со средней аэродинамической хордой, равной 3,9 м, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущих винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения. Третья - это то, что в винтокрыле двухвинтовой поперечной схемы с движительно-несущей винтовой системой и двумя турбовинтовыми двигателями, смонтированными на концах высокорасположенного крыла соответственно в надкрыльевых пилонах и подкрыльных гондолах, предопределяется конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой редуцирования несущих винтов и пропеллеров в общем редукторе и имеющее корневую хорду больше концевой, что увеличивает и индуктивные потери. Четвертая - это то, что для обеспечения прочности и жесткости крыла большого размаха необходимо увеличивать строительную высоту крыла и площадь сечения силовых элементов, что приводит к значительному увеличению веса конструкции, увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к снижению скорости и весовой отдачи. Пятая - это то, что расположение двух пропульсивных движителей под несущими винтами усложняет конструкции и приводит к увеличению ее габаритов и вредного сопротивления, а также к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния пропульсивных движителей и несущих винтов. Кроме того, в такой конструкции не исключалось появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущих винтов на упругом основании. Возникновение резонанса в поперечной схеме увеличивалось из-за наличия тяжелых гондол с винтомоторными установками на концах ферменных консолей крыла, имеющих главные опоры с подкосками неубирающегося колесного шасси, вследствие чего собственные частоты колебаний конструкции оказывались соизмеримы с частотой вращения несущих винтов. Другим недостатком является то, что вертолетные двигатели со свободной турбиной позволяют уменьшить частоту вращения несущих винтов только на 10-12%, а уменьшение частоты их вращения до 40% потребует использование различного рода муфт и коробок скоростей ведет, что приведет к дальнейшему увеличению веса трансмиссии, что утяжеляет конструкцию и обеспечивает, уменьшая вес топлива, более высокий удельный расход топлива и, как следствие, ограничивает возможность повышения скорости полета и дальности действия, а также показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the rotorcraft has a double separate system for creating lift and horizontal thrust (rotors and propellers), which inevitably leads to its weighting, especially with pulling propellers used only in horizontal flight, but also an increase in the volume of routine maintenance and an increase in the cost of operation of rotors with skew automatic machines with control of the total and cyclic changes in their pitch, and, as a result, a decrease in weight return and range. The second one is that in the hovering mode, the flow from the main rotors, blowing off the consoles of the “airplane” wing with an area of 105.0 m 2 and creating a significant (almost 12.5%) total loss in their vertical thrust, is inhibited. At the same time, high-speed air flow, thrown from the wing consoles and even with deflected flaps and with an average aerodynamic chord of 3.9 m, determines the formation of vortex rings, which can sharply reduce the thrust of the rotors at low lowering speeds and create an uncontrolled fall situation. The third is that in a twin-rotor rotorcraft with a propulsion-bearing screw system and two turboprop engines mounted at the ends of a high wing respectively in elytron pylons and underwing gondolas, a structurally complex straight wing equipped with a complex system for reducing rotors and propellers is predetermined common gearbox and having a root chord larger than the end, which increases inductive losses. The fourth is that in order to ensure the strength and stiffness of a large-scale wing, it is necessary to increase the wing construction height and the cross-sectional area of the power elements, which leads to a significant increase in the weight of the structure, an increase in drag and, as a consequence, to a decrease in speed and weight return. The fifth one is that the location of two propulsive propulsors under the rotors complicates the design and leads to an increase in its dimensions and harmful resistance, as well as a significant increase in noise level due to the interaction of propulsive propulsors and rotors. In addition, the appearance of self-excited vibrations, high alternating stresses and vibrations, as well as other types of dynamic instability of the structure, including one of the most dangerous - air resonance of rotors on an elastic base, was not ruled out in such a design. The appearance of resonance in the transverse pattern was increased due to the presence of heavy nacelles with propeller systems at the ends of the wing trusses, which had the main supports with retainers of the fixed gear wheel chassis, as a result of which the natural vibration frequencies of the structure were comparable with the rotational speed of the rotors. Another disadvantage is that helicopter engines with a free turbine can reduce the rotational speed of the rotors by only 10-12%, and reducing their rotational speed to 40% will require the use of various kinds of couplings and gearboxes, which will lead to a further increase in the weight of the transmission, which makes the design heavier and provides, by decreasing the weight of the fuel, a higher specific fuel consumption and, as a result, limits the possibility of increasing the flight speed and range, as well as transport indicators and fuel efficiency.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном скоростном винтокрыле модели "Ка-22" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на продольную балансировку при висении и улучшения продольной управляемости, повышения скороподъемности, скорости и дальности полета, а также исключения самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений, вибраций и возникновения резонанса.The present invention solves the problem in the above-mentioned known experimental high-speed rotary-wing model "Ka-22" to increase payload and weight gain, reduce the required power for longitudinal balancing when hovering and improve longitudinal controllability, increase climb rate, speed and range, as well as exclude self-excited oscillations high alternating voltages, vibrations and resonance.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального скоростного винтокрыла модели "Ка-22", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по концепции разнесенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) и оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей как с изменяемым вектором тяги два меньших из нее, установленных на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора, так и два больших из нее несущих винта, смонтированных таким образом, что плоскости вращения их лопастей расположены между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в надкрыльном обтекателе на законцовке нижнего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в подкрыльном обтекателе верхнего крыла, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбоидную конфигурацию с концевыми частями первого крыла, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей задними меньшими винтами маршевую тягу для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 17% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних больших несущих винтах на режиме их авторотации, а также на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одного из работающих двигателей, выдающего 64% или 80% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на задние меньшие винты или 4/5 от его мощности на два последних и 1/5 - на два передних больших несущих винта, но и обратно, при этом верхнее первое стреловидное крыло большого удлинения типа парасоль, выполняющее роль непосредственного управления подъемной силы и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено с ним пилоном, выполняющим роль переднего киля непосредственного управления боковой силы, и представляющее собой крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего в

Figure 00000001
раза больше размаха второго крыла и внутренние и внешние секции его консолей, выполненные от законцовки переднего киля обратной стреловидности и от верхнего обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее второе крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное прямое крыло обратной стреловидности (КОС), снабжено по всему его размаху развитыми закрылками обратного сужения, имеющими корневые хорды односекционных закрылок в
Figure 00000002
раза больше их концевых хорд и возможность их отклонения на углы 20°, 40° и 75°, причем каждая из цельно-поворотных консолей V-образного стабилизатора, имеющих раздельные узлы их поворота, создает возможность в вертикальной продольной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами, располагает размахом, превышающим радиус меньших винтов и обеспечивающим на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с большими несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной или наклонной тяги на соответствующих режимах полета или при выполнении технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +45°, или их синфазное и дифференциальное отклонение от горизонтального положения вверх/вниз на угол +10°/-10° и на угол ±10° на скоростных режимах горизонтального полета соответственно для продольного и поперечного управления, а также при выполнении технологии ВВП их дифференциальное и синфазное отклонение от вертикального положения вперед/назад на угол ±10° и на угол +10°/-10° на режимах висения соответственно для путевого управления и в направлении полета соответствующего поступательного перемещения вперед/назад, обеспечивающего возможность и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно при встречном/попутном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации как по угловой скорости тангажа и крена, так и демпфирования изменений высоты полета, причем с целью снижения шума и вибрации конструкции от всех несущих винтов, создающих воздушные потоки, которые не взаимодействуют между собой как в передней и задней, так и в левой и правой группе винтов, выполненных без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей, но и создания от всех несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения, например при виде сверху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым и левым передними большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно как между правым передним большим и левым задним меньшим винтами, так и между левым передним большим и правым задним меньшим винтами, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно переднего стреловидного и заднего КОС, закрылки обратного сужения последнего при максимальном их отклонении создают в зоне максимальных индуктивных скоростей потока от несущих винтов возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки крыла, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, при этом с целью повышения безопасности как при погрузке-выгрузке, так и обслуживающего персонала, но и уменьшения аэродинамической интерференции несущих винтов и меньших винтов, последние из которых смонтированы на консолях V-образного стабилизатора таким образом, что при создании соответствующим меньшим винтом горизонтальной тяги линия действия пропульсивой его силы совпадает с плоскостью вращения наступающих лопастей соответствующих несущих винтов, а при создании ими подъемной и управляющей силы при выполнении ВВП и их высоком расположении на консолях V-образного стабилизатора ось вращения каждого меньшего винта размещена параллельно хорде стабилизатора и при этом направлена от плоскости симметрии наружу, что улучшает маневренность, продольную и путевую управляемость, причем основные стойки шасси убираются в передние ниши по бокам воздухозаборных устройств двигателей, установленных в корневых обтекателях, размещенных в корневой части КОС, снижая вредную интерференцию между последним и фюзеляжем, при этом система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим два верхних выходных вала для передачи крутящего момента, например, от газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД) к передней группе несущих винтов, снабжен на среднем уровне третьим выходным валом с продольным трансмиссионным валом, соединенным с кормовым V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим крутящий момент к задней группе меньших винтов, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на задние меньшие винты, но и уменьшения на 36% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты, и оснащен двумя нижними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с четырьмя или двумя авторотирующими несущими винтами.Distinctive features of the invention from the above-mentioned known experimental high-speed rotorcraft of the Ka-22 model, which is closest to it, are the fact that it is made according to the concept of exploded thrust of different-sized propellers (RTRV) and is equipped with a multi-rotor system according to the RTRV-X2 + 2 scheme having both with a variable thrust vector two smaller ones of it, mounted on solid-rotary consoles of a V-shaped stabilizer, and two large rotors of it, mounted in such a way that the plane of rotation of their blade of the wings are located between the biplane wings of different sizes, forming their inner sections when viewed from the front, as it were, the left and right trapezoidal slotted channel and mounted on the output shafts of the cantilever gearboxes, each of which, located in the wing cover on the tip of the lower wing, is equipped with a hollow fixed support, mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the rotor cantilever gearbox, and the upper one is centered of its shaft with the help of a bearing assembly in such a way that the upper part of the support protruding from the shaft is fixed in the underwing fairing of the upper wing, forming a kind of highly located biplane with wings of a closed structure (SCC) having a rhomboid configuration with end parts of the first wing when viewed from above, and equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw carrier scheme to the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a twin-screw propulsion system, creating marching thrust for the high horizontal flight with the lower smaller propellers providing the third higher or second average, but also the first lower speed, respectively, after vertical, but also short take-off, respectively, in its normal or reloading version, by 3.5%, but also by 17% more from normal take-off weight when rotating two front large rotors in the autorotation mode, as well as in a mode close to their self-rotation, respectively, from the incoming air flow, but also from one of the working engines, issuing 64% or 80% of its take-off power, which are respectively transferred completely to the rear smaller rotors or 4/5 of its power to the last two and 1/5 to the two front large rotors, but also vice versa, while the upper first swept a parasol-type wing of great elongation, which acts as a direct control of the lifting force and has an area of 45% of the total area of the biplane, is located above the fuselage and is connected to it by a pylon acting as a front keel of direct control of lateral force, etc. dstavlyayuschee a wing type inverse "gull" larger span having a
Figure 00000001
times the span of the second wing and the inner and outer sections of its consoles, made from the tip of the front keel of the reverse sweep and from the upper fairing, respectively, with a negative and positive angle of transverse V, and the lower second wing of the biplane, which is a highly located straight wing of the reverse sweep (CBS), equipped over its entire scope with developed backward restriction flaps having root chords of single-section flaps in
Figure 00000002
times their end chords and the possibility of their deflection by angles of 20 °, 40 ° and 75 °, and each of the one-piece swivel consoles of the V-shaped stabilizer having separate nodes for their rotation creates the possibility of their simultaneous deflection in the vertical longitudinal plane with smaller screws , has a range exceeding the radius of the smaller propellers and providing the modes of vertical take-off / landing and hovering both to reduce the loss of traction of the latter and rotation without mutual influence and their overlap with large rotors in accordance This is true when they create vertical and horizontal or inclined thrust at the appropriate flight modes or when performing the airborne technology with their in-phase deviation upwards by an angle of + 45 °, or their in-phase and differential deviations from a horizontal position up / down by an angle of + 10 ° / -10 ° and an angle of ± 10 ° at high-speed horizontal flight modes, respectively, for longitudinal and lateral control, as well as when performing the GDP technology, their differential and common-mode deviation from the vertical position forward / backward by an angle of ± 10 ° and an angle of + 10 ° / -10 ° in the hovering modes, respectively, for directional control and in the direction of flight of the corresponding translational movement forward / backward, which makes it possible to hang in the air, not moving accordingly in the headwind / tailwind, while simultaneously automatically stabilizing both angular velocity pitch and roll, as well as damping changes in flight altitude, and in order to reduce noise and vibration of the structure from all the rotors that create air flows that do not interact I mean both in the front and rear, and in the left and right groups of screws made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades, but also creating complete compensation of reactive torques from all rotors with the opposite direction of rotation, for example, top view, both clockwise and counterclockwise, respectively, between the right and left front large screws, but also of the same direction of rotation between diagonally located screws, for example, when viewed from above, clockwise and against, respectively, both between the right front large and left rear smaller screws, and between the left front large and right rear smaller screws, which eliminates the gyroscopic effect and creates a smoother air flow from the corresponding screws of the corresponding forward swept and rear CBS, the flap of the reverse the narrowing of the latter at their maximum deviation creates in the zone of maximum inductive flow rates from the main rotors the possibility of 8% reduction in lifting sludges from the air blasting, and preventing the backflow of air flow, while in order to increase safety both during loading and unloading, and maintenance personnel, but also to reduce the aerodynamic interference of rotors and smaller screws, the latter of which are mounted on the consoles of the V-shaped stabilizer so that when the horizontal thrust is created by the corresponding smaller screw, the line of action of its propulsive force coincides with the plane of rotation of the advancing blades of the corresponding rotors, and when they create a lifting and control force during the implementation of GDP and their high location on the consoles of the V-shaped stabilizer, the axis of rotation of each smaller screw is parallel to the stabilizer chord and is directed outward from the plane of symmetry, which improves maneuverability, longitudinal and track handling, and the main landing gear are retracted into the front niches on the sides of the air intake devices of the engines installed in the root fairings located in the root part of the WWTP, reducing harmful interference between single and fuselage, while the transmission system, which includes, along with a synchronizing multi-level gearbox, having two upper output shafts for transmitting torque, for example, from gas turbine or turbodiesel engines (GTE or TDD) to the front group of rotors, is equipped at the middle level with a third output a shaft with a longitudinal transmission shaft connected to the aft V-shaped in the transverse plane of the intermediate gearbox, transmitting torque to the rear group of smaller screws, is made with the possibility of melting power redistribution when switching from vertical take-off or hovering into high-speed horizontal flight from large main rotors to smaller rear rotors, but also by 36% reduction in take-off power from any of the running engines, which is equally supplied to smaller rotors, and is equipped with two lower input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine, designed to select their take-off power with the front output of the shaft, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with freewheels, I give to, disabling of the transmission in the horizontal high speed flight any excess TBG and one each in the event of failure or both TBG at their failure, the control signal for the automatic change of flight configuration in a helicopter or winged autogyro for emergency landing, respectively four or two freewheeling rotors.

Благодаря наличию этих признаков решена задача, позволяющая по концепции разнесенной тяги разновеликих винтов выполнить скоростной преобразуемый винтокрыл (СПВК), который оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей как с изменяемым вектором тяги два меньших из нее, установленных на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора, так и два больших из нее несущих винта, которые для обеспечения установки плоскости вращения их лопастей между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал, смонтированы на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в надкрыльном обтекателе на законцовке нижнего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в подкрыльном обтекателе верхнего крыла, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбоидную конфигурацию с концевыми частями первого крыла, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей задними меньшими винтами маршевую тягу для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 17% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одного из работающих двигателей, выдающего 64% или 80% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на задние меньшие винты или 4/5 от его мощности на два последних и 1/5 - на два передних больших несущих винта, но и обратно.Due to the presence of these signs, the problem was solved that allows, according to the concept of spaced thrust of different-sized propellers, to perform a high-speed convertible rotorcraft (SPWK), which is equipped with a multi-rotor system according to the RTRV-X2 + 2 scheme, which has two smaller ones with a variable thrust vector mounted on solid-rotary the consoles of the V-shaped stabilizer, as well as two large rotors of it, which, to ensure the installation of the plane of rotation of their blades between the biplane wings of different sizes, forming their inner sections front view, as it were, the left and right trapezoidal slotted channels are mounted on the output shafts of the cantilever gearboxes, each of which, located in the wing fairing at the tip of the lower wing, is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the rotor cantilever gearbox, and the upper one is centered relative to its shaft with the help of a bearing assembly so that the upper part protruding from the shaft the rye is fixed in the underwing fairing of the upper wing, forming, as it were, a highly located biplane with wings of a closed structure (КЗК), having a rhomboid configuration with end parts of the first wing when viewed from above, and is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw carrier circuit to the flight configuration of a winged gyroplane or a rotorcraft with a twin-screw propulsion system, which creates marching thrust for smaller horizontal screws for a high-speed horizontal flight with a third after the vertical, but also the shortest takeoff, respectively, in the normal or reloading variant, by 3.5%, but also by 17% more than the normal take-off weight with two front large rotors rotating in their autorotation, but also in a mode close to their self-rotation, respectively, from the incoming air flow, but also from one of the working engines, giving out 64% or 80% of its take-off power, which are transmitted respectively completely to the lower ones screws or 4/5 of its power on the last two and 1/5 - on the two front large rotors, but also vice versa.

В системе КЗК верхнее первое стреловидное крыло большого удлинения типа парасоль, выполняющее роль непосредственного управления подъемной силы и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено с ним пилоном, выполняющим роль переднего киля непосредственного управления боковой силы, и представляющее собой крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего в

Figure 00000001
раза больше размаха второго крыла и внутренние и внешние секции его консолей, выполненные от законцовки переднего киля обратной стреловидности и от верхнего обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее второе крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное прямое крыло обратной стреловидности (КОС), снабжено по всему его размаху развитыми закрылками обратного сужения, имеющими корневые хорды односекционных закрылок в
Figure 00000002
раза больше их концевых хорд и возможность их отклонения на углы 20°, 40° и 75°. Каждая из цельно-поворотных консолей V-образного стабилизатора, имеющих раздельные узлы их поворота, создают возможность в вертикальной продольной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами, располагает размахом, превышающим радиус меньших винтов и обеспечивающим на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с большими несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной или наклонной тяги на соответствующих режимах полета или при выполнении технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +45°, или их синфазное и дифференциальное отклонение от горизонтального положения вверх/вниз на угол +10°/-10° и на угол ±10° на скоростных режимах горизонтального полета соответственно для продольного и поперечного управления, а также при выполнении технологии ВВП их дифференциальное и синфазное отклонение от вертикального положения вперед/назад на угол ±10° и на угол +10°/-10° на режимах висения соответственно для путевого управления и в направлении полета соответствующего поступательного перемещения вперед/назад, обеспечивающего возможность и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно при встречном/попутном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации как по угловой скорости тангажа и крена, так и демпфирования изменений высоты полета.In the KPC system, the upper first swept wing of a large elongation of the parasol type, which acts as a direct control of the lifting force and has an area of 45% of the total area of the biplane, is located above the fuselage and is connected to it by a pylon that acts as a front keel of direct control of lateral force, and representing a wing of the type reverse “gull” of a larger scope, which has
Figure 00000001
times the span of the second wing and the inner and outer sections of its consoles, made from the tip of the front keel of the reverse sweep and from the upper fairing, respectively, with a negative and positive angle of transverse V, and the lower second wing of the biplane, which is a highly located straight wing of the reverse sweep (CBS), equipped over its entire scope with developed backward restriction flaps having root chords of single-section flaps in
Figure 00000002
times their terminal chords and the possibility of their deflection at angles of 20 °, 40 ° and 75 °. Each of the integral rotary consoles of the V-shaped stabilizer, having separate nodes for their rotation, creates the possibility of their simultaneous deviation in the vertical longitudinal plane with smaller screws, has a range exceeding the radius of the smaller screws and providing in the vertical take-off / landing and hover modes as a reduction in losses traction of the latter, as well as rotation without mutual influence and overlapping with large rotors, respectively, when they create vertical and horizontal or inclined traction according operating modes of flight or when performing HF technology with their in-phase deviation upwards by an angle of + 45 °, or their in-phase and differential deviations from a horizontal position up / down by an angle of + 10 ° / -10 ° and by an angle of ± 10 ° at high-speed horizontal modes flight, respectively, for longitudinal and lateral control, as well as in the implementation of GDP technology, their differential and common-mode deviation from the vertical position forward / backward by an angle of ± 10 ° and an angle of + 10 ° / -10 ° in the hovering modes, respectively, for directional control and in the direction Flight Research Institute corresponding translational movement forward / backward, and providing the possibility of hovering in the air, respectively, with no moving headwind / tailwind while ensuring automatic stabilization of both the angular velocity of the pitch and roll and damping changes altitude.

Система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим два верхних выходных вала для передачи крутящего момента, например, от ГТД к передней группе несущих винтов, снабжен на среднем уровне третьим выходным валом с продольным трансмиссионным валом, соединенным с кормовым V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим крутящий момент к задней группе меньших винтов, и оснащен двумя нижними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с четырьмя или двумя авторотирующими несущими винтами. Все это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, уменьшить потребную мощность на продольную балансировку при висении и улучшить продольную управляемость, повысить скорость и дальность полета, а также исключить возможность образования самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений, вибраций и возникновения резонанса, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете, особенно, турбовинтового СПВК.The transmission system, which, along with a synchronizing multi-level gearbox, has two upper output shafts for transmitting torque, for example, from a gas turbine engine to the front group of rotors, is equipped at the middle level with a third output shaft with a longitudinal transmission shaft connected to the aft V-shaped transverse the plane by an intermediate gearbox that transmits torque to the rear group of smaller screws, and is equipped with two lower input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine, designed to select them power output with a front output of the shaft, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with freewheels, issuing, disconnecting from the transmission in a horizontal high-speed flight, any excess gas turbine engine and one gas engine in case of failure or both of them in case of failure, the control signal to automatic changing the flight configuration into a helicopter or a winged gyroplane for emergency landing, respectively, with four or two autorotating rotors. All this will increase the payload and weight gain, reduce the required power for longitudinal balancing when hovering and improve longitudinal controllability, increase the speed and range, and also exclude the possibility of the formation of self-excited vibrations, high alternating voltages, vibrations and resonance, but also increase the transport and fuel efficiency in high-speed horizontal flight, especially turboprop SPVK.

Предлагаемое изобретение в условиях различной полетной конфигурации СПВК исполнения РТРВ-Х2+2 иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.The present invention in the conditions of various flight configurations SPVK execution RTRV-X2 + 2 is illustrated by the General views presented in Fig. one.

На фиг. 1 изображен турбовинтовой СПВК на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух больших несущих винтов на концах первого КОС и между верхним крылом типа парасоль обратная «чайка» в системе КЗК и с изменяемым вектором тяги двух меньших винтов на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора для различных вариантов возможного его использования:In FIG. 1 is a turboprop SPVK on the common kinds, front and top, respectively, a) and b) with an arrangement of two large rotors at the ends of the first CBS, and between the upper wing type parasol inverse "gull" KPC system with variable thrust vectoring propellers on two smaller whole- rotary consoles of the V-shaped stabilizer for various options of its possible use:

а) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой несущей схемой для создания подъемной силы совместно с системой КЗК типа биплан и маршевой тягой, обеспечиваемой двумя задними меньшими винтами, с условным расположением левого и правого из них соответственно при ВВП и КВП;a) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a twin-screw supporting circuit to create a lifting force in conjunction with a KZK type biplane and marching thrust provided by two smaller rear screws, with the conditional arrangement of the left and right of them, respectively, with GDP and KVP;

б) в полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы РТРВ-Х2+2, снабженной разновеликими двумя передними большими и двумя меньшими несущими винтами, размещенными соответственно на концах переднего КОС в ромбовидной системе КЗК и на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора.b) in the flight configuration of the helicopter of the four-screw carrier scheme RTRV-X2 + 2, equipped with two large front large and two smaller main rotors located respectively at the ends of the front CBS in the diamond-shaped KZK system and on the whole-swivel consoles of the V-shaped stabilizer.

Турбовинтовой СПВК, представленный на фиг. 1 и выполненный в виде высокорасположенного биплана типа парасоль и по концепции РТРВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и большого удлинения два крыла в ромбовидной в плане системе КЗК, первое из которой крыло 2 типа парасоль обратная «чайка», имеющее подкрыльные обтекатели 3, смонтировано над фюзеляжем на переднем киле 4, имеющем рули направления 5, а второе высокорасположенное КОС 6, имеющее корневые обтекатели 7 (см. фиг. 1а), смонтировано позади и ниже первого стреловидного крыла 2, концевые части 8 последнего вынесены за ромбовидную в плане конфигурацию КЗК. Второе КОС 6, снабженное по всему размаху закрылками 9 обратного сужения, имеет на законцовках надкрыльные обтекатели 10, расположенные под подкрыльными обтекателями 3 крыла 2, выполнено с последними каплевидной формы в плане. Каждая пара обтекателей 3 и 9 связана между собой неподвижной опорой 11, установленной соосно внутри вала 12 соответствующего несущего винта левого 13 и правого 14, и жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора (на фиг. 1 не показана). Два тяговых меньших винта левый 15 и правый 16, выполненных флюгерно-реверсивными, установлены на соответствующих цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора 17. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей СПВК его несущие левый 13 и правый 14 винты передней группы, а также меньшие левый 15 и правый 16 винты задней группы несущих винтов работают на режиме авторотации и разгружают крылья 2 и 6, а во время горизонтального полета и отказа его двух двигателей лопасти тяговых меньших 15-16 винтов флюгируются для предотвращения авторотации. При этом закрылки 9 КОС 6 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на угол 75°. Все четырехлопастные несущие винты выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей, имеют синхронизированное вращение без взаимного их влияния и перекрытия как в передней 13-14 и задней 15-16, так и левой 13-15 и правой 14-16 группах винтов. На вертолетных режимах полета парирование реактивного момента, образуемого от несущих винтов различного диаметра, обеспечивается при противоположном направлении вращения, например, при виде сверху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым 14 и левым 13 передними большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно как между правым 14 передним большим и левым 15 задним меньшим винтами, так и между левым 13 передним большим и правым 16 задним меньшим винтами (см. фиг. 1б). Имеется согласование совместной работы системы путевого управления при висении, продольного и поперечного на крейсерских режимах полета, и выполнении технологии КВП с учетом соответствующего отклонения поворотных консолей V-образного стабилизатора 17, включая и ускоренного.The turboprop SPVK shown in FIG. 1 and made in the form of a high-lying biplane of the parasol type and according to the concept of RTRV-X2 + 2, contains the fuselage 1 and has a large elongation of two wings in a diamond-shaped KZK system in plan, the first of which is the wing of the type 2 parasol inverse “gull” having wing fairings 3, mounted above the fuselage on the front keel 4, with rudders 5, and the second high-lying CBS 6, with root fairings 7 (see Fig. 1 a ), mounted behind and below the first swept wing 2, the end parts 8 of the latter are made for the diamond-shaped in plan configuration Jun KPC. The second CBS 6, equipped with flaps 9 of the reverse constriction throughout the span, has elytral fairings 10 located under the wing fairings 3 of the wing 2 at the tips, made with the latter in the form of a drop-shaped plan. Each pair of fairings 3 and 9 is interconnected by a fixed support 11, mounted coaxially inside the shaft 12 of the corresponding rotor of the left 13 and right 14, and is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the console gear (not shown in Fig. 1). Two traction smaller screws left 15 and right 16, made of vane-reversing, are mounted on the corresponding whole-swivel consoles of the V-shaped stabilizer 17. During emergency landing during GDP in case of failure of the SPVK engines, its main rotors are left 13 and right 14 screws of the front group as well as the smaller left 15 and right 16 screws of the rear group of rotors operate in autorotation mode and unload wings 2 and 6, and during horizontal flight and failure of its two engines the traction blades of smaller 15-16 screws fly for pre tvrascheniya autorotation. At the same time, flaps 9 of CBS 6 are automatically deflected by an angle of 40 °, and when performing vertical take-off / landing and hovering to reduce losses in their vertical thrust, by an angle of 75 °. All four-blade rotors are made without swash plate and with rigid fastening of their blades, have synchronized rotation without their mutual influence and overlap in the front 13-14 and rear 15-16, and the left 13-15 and right 14-16 groups of screws. In helicopter flight modes, the reaction moment, generated from rotors of various diameters, is parried with the opposite direction of rotation, for example, when viewed from above as clockwise and counterclockwise, respectively, between the front 14 and left 13 front large rotors, but also in the same direction of rotation between with diagonally located screws, for example, when viewed from above clockwise and counterclockwise, respectively, between the right 14 front large and left 15 rear smaller screws, and between the left 13 p Independent user large and right rear lower screws 16 (see. FIG. 1b). There is coordination of the joint operation of the track control system when hovering, longitudinal and transverse at cruising flight modes, and the implementation of the HF technology, taking into account the corresponding deviation of the rotary consoles of the V-shaped stabilizer 17, including accelerated one.

Турбовинтовая СУ имеет две мотогондолы 18, смонтированные в задней части корневых обтекателей 7 и снабженные, например, ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала. Каждый из последних, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность двух ГТД, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении поворотных консолей V-образного стабилизатора 17 с задними меньшими винтами 15-16 на консольных обтекателях 19 и вращение больших передних 13-14 несущих винтов во время переходного режима, создает возможность осуществления полета или аварийной посадки и тем самым повышает безопасность выполнения полетов. Передача взлетной мощности от двух ГТД к передней 13-14 и задней 15-16 группам несущих винтов обеспечивается элементами трансмиссии, включающей: консольные редукторы больших несущих винтов, соединительные валы и синхронизирующий главный редуктор с продольным валом трансмиссии, промежуточный V-образный редуктор с тяговыми меньшими винтами, причем синхронизирующий редуктор со стороны двигателей на входных его валах снабжен муфтами сцепления-расцепления (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное убирающееся шасси, главные боковые опоры с колесами 20 убираются в подкрыльные обтекатели 7, вспомогательная передняя опора с колесом 21 - в нишу фюзеляжа 1.The turboprop SU has two engine nacelles 18 mounted in the rear part of the root fairings 7 and equipped, for example, with a gas turbine engine designed to take off their power with the front output of the shaft. Each of the latter, forming a synchronizing system with a corresponding connecting shaft and main gearbox, is equipped with a clutch (not shown in Fig. 1). The excessive thrust-to-weight ratio of two gas turbine engines, which ensures continued flight with one engine running and any intermediate position of the rotary consoles of the V-shaped stabilizer 17 with the rear smaller screws 15-16 on the console fairings 19 and the rotation of the large front 13-14 rotors during transition mode, makes it possible the implementation of a flight or emergency landing and thereby increases the safety of flights. The transfer of take-off power from two gas turbine engines to the front 13-14 and rear 15-16 rotor groups is provided by transmission elements, including: cantilever gears of large rotors, connecting shafts and a synchronizing main gearbox with a longitudinal transmission shaft, an intermediate V-shaped gearbox with traction smaller screws, and the synchronizing gear from the motors on its input shafts is equipped with clutch-release clutches (not shown in Fig. 1). The tricycle retractable landing gear, the main side supports with wheels 20 are retracted into the wing cowls 7, the auxiliary front support with the wheel 21 - into the fuselage niche 1.

Управление турбовинтовым СПВК обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага передней 13-14 и задней 15-16 групп несущих винтов и отклонением рулевых поверхностей: рулей направления 5 и поворотных консолей V-образного стабилизатора 17, работающих в зоне активного обдува меньших винтов 15-16. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2-6 в системе КЗК и авторотирующими большими несущими винтами 13-14, вращающимися между крыльев 2-6 биплана как бы в щелевом канале, горизонтальная тяга - меньшими винтами 15-16, на режиме висения только несущими винтами 13-14 и 15-16, на режиме перехода - крыльями 2-6 с несущими винтами 13-14 и 15-16. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 9 обратного сужения КОС 6 в системе КЗК отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов меньших винтов 15-16 от горизонтального положения, которые, поворачиваясь вверх, устанавливают ось их вращения с наклоном наружу от плоскости симметрии (см. фиг. 1a). После установки поворотных меньших винтов 15-16 в данное положение и создания подъемной тяги с передними большими 13-14 несущими винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При этом несущие винты большие 13-14 и задние меньшие флюгерно-реверсивные винты 15-16 имеют взаимно противоположное их вращение между соответствующими винтами (см. фиг. 1б). Поворотные консоли V-образного стабилизатора 17 с меньшими винтами 15-16 отклоняются от горизонтального положения вверх в вертикальное на угол +90° и на угол +45° соответственно при выполнении технологии ВВП и КВП на вертолетных и винтокрылых режимах полета СПВК при взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. Для соответствующей посадки турбовинтового ПСВК на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 20 и 21 убирающегося трехопорного колесного шасси.The control of the turboprop SPVK is ensured by the general and differential variation of the pitch of the front 13-14 and rear 15-16 groups of rotors and the deviation of the steering surfaces: rudders 5 and rotary consoles of the V-shaped stabilizer 17 working in the area of active blowing of smaller screws 15-16. When cruising, the lifting force is created by wings 2-6 in the KZK system and autorotating large rotors 13-14, rotating between the wings 2-6 of the biplane as if in a slotted channel, horizontal thrust - by smaller screws 15-16, in the hover mode only by rotors 13-14 and 15-16, in transition mode - wings 2-6 with rotors 13-14 and 15-16. When moving to vertical take-off-landing (hovering), flaps 9 of the reverse narrowing of CBS 6 in the KPC system deviate to their maximum angles synchronously with the turns of the smaller screws 15-16 from the horizontal position, which, turning upward, establish the axis of their rotation with an inclination outward from the plane symmetry (see Fig. 1 a ). After installing the rotary smaller screws 15-16 in this position and creating a lifting rod with front large 13-14 rotors, helicopter flight modes are provided. In this case, the rotors are large 13-14 and the rear smaller vane-reversing screws 15-16 have a mutually opposite rotation between the respective screws (see Fig. 1b). The rotary consoles of the V-shaped stabilizer 17 with smaller screws 15-16 deviate from the horizontal upward position by an angle of + 90 ° and an angle of + 45 °, respectively, when performing the GDP and LHC technology in helicopter and rotorcraft SPVK flight modes for takeoff and landing modes in reloading variant with maximum take-off weight. For the appropriate landing of the PSVK turboprop on the ground (ship deck), wheels 20 and 21 of the retractable three-wheeled chassis are used.

При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ПСВК осуществляется изменением шага несущих винтов передних больших 13-14 и задних меньших 15-16, путевое управление - соответствующим дифференциальным отклонением поворотных консолей V-образного стабилизатора 17 с меньшими винтами 15-16. Поперечное управление обеспечивается несущими винтами левой 13-15 и правой 14-16 групп, осуществляющими поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия в передней 13-14 и задней 15-16, но и в левой 13-15 и правой 14-16 группах несущих винтов также снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета поворотные консоли V-образного стабилизатора 17 с меньшими винтами 15-16 задней группы синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг. 1a), после чего убираются закрылки 9 крыла 6 и затем производится горизонтальный скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 5 переднего киля 4, имеющего обратную стреловидность для максимального выноса вперед крыла 2 типа парасоль обратная «чайка». Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением поворотных консолей V-образного стабилизатора 17 с тяговыми меньшими винтами 15-16 соответственно. На крейсерских режимах скоростного полета СПВК при создании горизонтальной маршевой тяги его меньшие тяговые винты 15-16, передние большие несущие винты 13-14 имеют взаимно противоположное их вращение в каждой передней и задней группе винтов и тем самым соответственно увеличивают КПД винтов, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыльев 2-6 в системе КЗК и весьма повышают эффективность движительной системы 15-16 и несущей группы больших винтов 13-14.When hovering in helicopter flight modes, PSVK longitudinal control is carried out by changing the pitch of the rotors of the front large 13-14 and rear smaller 15-16, directional control - the corresponding differential deviation of the rotary consoles of the V-shaped stabilizer 17 with smaller screws 15-16. The transverse control is provided by the rotors of the left 13-15 and right 14-16 groups, performing transverse balancing while changing the pitch of the screws of these groups. The absence of overlap when hanging in the front 13-14 and rear 15-16, but also in the left 13-15 and right 14-16 groups of rotors also reduces harmful interference and increases their filling, which, in turn, significantly reduces the problem of flow stall . After vertical take-off and climb to switch to cruising flight mode, the rotary arms of the V-shaped stabilizer 17 with smaller screws 15-16 of the rear group are synchronously set to a horizontal position (see Fig. 1 a ), after which the flaps 9 of wing 6 are removed and then a horizontal high-speed flight is performed, in which the directional control is provided by the rudder 5 of the front keel 4, which has a reverse sweep for maximum forward extension of the wing type 2 parasol reverse "gull". Longitudinal and lateral control is carried out in-phase and differential deviation of the rotary consoles of the V-shaped stabilizer 17 with traction smaller screws 15-16, respectively. When cruising the SPVK high-speed flight during the creation of horizontal marching thrust, its smaller traction screws 15-16, the front large rotors 13-14 have their opposite rotation in each front and rear group of screws and thereby increase the efficiency of the screws, eliminate the gyroscopic effect and provide a smoother flow around wings 2-6 in the KZK system and greatly increase the efficiency of the propulsion system 15-16 and the bearing group of large screws 13-14.

Таким образом, многоцелевой СПВК, выполненный по концепции РТРВ-Х2+2, в которой два больших несущих винта смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов обтекателей высокорасположенного биплана как нижнего второго крыла обратной стреловидности, так и верхнего первого стреловидного крыла типа парасоль обратная "чайка", и два меньших винта с изменяемым вектором тяги - на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора, представляет собой комбинированный скоростной вертолет с турбовинтовой СУ. Задние меньшие флюгерно-реверсивные винты, создающие вертикальную с соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Заднее крыло обратной стреловидности меньшего размаха находится ниже переднего крыла типа парасоль обратная «чайка» и оба в системе КЗК, создавая дополнительную подъемную силу, разгружают несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП.Thus, the multipurpose SPVK, made according to the concept of RTRV-X2 + 2, in which two large rotors are mounted on vertical supports installed between the fairing bodies of the high-lying biplane of both the lower second wing of the reverse sweep and the upper first swept wing of the parasol type “backward gull” ", and two smaller propellers with a variable thrust vector - on the one-piece swivel consoles of the V-shaped stabilizer, is a combined high-speed helicopter with a turboprop SU. The rear smaller vane-reversing propellers, creating a vertical thrust with a corresponding deviation, provide the necessary control moments and reduce the distance when landing with mileage. The rear wing of the reverse sweep of a smaller scale is located below the front wing of the parasol type “reverse gull” type, and both of them in the KPC system, creating additional lifting force, unload the rotors, which determines, along with the high thrust-weight ratio of the SU, the ability to easily implement the technology of GDP and KVP, but also KVVP.

Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения турбовинтовых СПВК и беспилотных скоростных винтокрылов (БСВК) и, особенно, с дизельной СУ проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и СПВК-13 тяжелого класса (см. табл. 1). Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения таких СПВК и БСКВ, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции больших несущих винтов и тяговых меньших винтовых, расположенных по концепции РТРВ-Х2+2, а также возможности обеспечения устойчивости, управляемости и маневренности СПВК исполнения РТРВ-Х2+2 и, особенно, на режимах ВВП и при совместной работе больших и меньших несущих винтов.Therefore, only on the basis of the existing helicopter designs, it is possible to reduce further the development of turboprop SPVK and unmanned high-speed rotorcraft (BSVK), and especially with diesel SU, to carry out further studies to create a wide family of them, including the SPVK-13 heavy class (see Table 1 ) However, there is no doubt that on the way to the development of such SPVK and BSKV, using the above advantages, many difficulties and problems still have to be overcome. This primarily relates to solving the problems of aerodynamic interference of large rotors and traction smaller rotors located according to the RTRV-X2 + 2 concept, as well as the possibility of ensuring the stability, controllability and maneuverability of the SPVK of the RTRV-X2 + 2 design and, especially, in the GDP regimes and when working together large and smaller rotors.

Поэтому не исключено для отработки технологии РТРВ-Х2+2 освоить на платформе вертолета "Ансат" с ЭДСУ и тяжелого класса БСВК с дизельной СУ и взлетным весом 2820 и 2920 кг для перевозки 0,9 и 1,0 т груза на дальность до 1760 и 2640 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Несомненно, с течением времени широкое использование дизельной СУ позволит добиться снижения расхода топлива почти на треть, что немаловажно и для коммерческих СПВК. Кроме того, только использование дизельного двигателя с турбокомпрессором позволит также добиться снижения выбросов углекислого газа на 40% по сравнению с обычным турбовальным двигателем, а также снижения выбросов оксида азота на 53%. Это позволит достойно конкурировать с англо-итальянской фирмой "AgustaWestland", осваивающей коммерческий конвертоплан двухвинтовой поперечной схемы модели AW-609.Therefore, it is possible for RTRV-X2 + 2 technology to be developed on the Ansat helicopter platform with EDSU and heavy class BSVK with diesel SU and take-off weight of 2820 and 2920 kg for transporting 0.9 and 1.0 tons of cargo for a range of up to 1760 and 2640 km, respectively, when fulfilling GDP and KVP. Undoubtedly, over time, the widespread use of diesel SU will make it possible to achieve a reduction in fuel consumption by almost a third, which is also important for commercial SPVK. In addition, only the use of a diesel engine with a turbocharger will also achieve a 40% reduction in carbon dioxide emissions compared to a conventional turboshaft engine, as well as a 53% reduction in nitric oxide emissions. This will allow us to compete with the Anglo-Italian company AgustaWestland, which is mastering the commercial convertiplane of the AW-609 twin-screw transverse circuit.

Figure 00000003
Figure 00000003

Claims (1)

Скоростной преобразуемый винтокрыл, содержащий трапециевидное крыло, имеющее на его консолях движительно-несущие винтовые системы с двумя двигателями, связанными с главным редуктором соединительными валами, проложенными в крыле, и приводящими во вращение несущие винты и пропеллеры, расположенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, имеет хвостовое оперение с горизонтальным стабилизатором и трехопорное колесное шасси с носовой вспомогательной и боковыми опорами, отличающийся тем, что он выполнен по концепции разнесенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) и оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей как с изменяемым вектором тяги два меньших из нее, установленных на цельно-поворотных консолях V-образного стабилизатора, так и два больших из нее несущих винта, смонтированных таким образом, что плоскости вращения их лопастей расположены между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в надкрыльном обтекателе на законцовке нижнего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в подкрыльном обтекателе верхнего крыла, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбоидную конфигурацию с концевыми частями первого крыла, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей задними меньшими винтами маршевую тягу для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 17% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних больших несущих винтах на режиме их авторотации, но и на режиме, близком к их самовращению, соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одного из работающих двигателей, выдающего 64% или 80% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на задние меньшие винты или 4/5 от его мощности на два последних и 1/5- на два передних больших несущих винта, но и обратно, при этом верхнее первое стреловидное крыло большого удлинения типа парасоль, выполняющее роль непосредственного управления подъемной силы и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено с ним пилоном, выполняющим роль переднего киля непосредственного управления боковой силы, и представляющее собой крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющее в
Figure 00000004
раза больше размаха второго крыла, и внутренние и внешние секции его консолей, выполненные от законцовки переднего киля обратной стреловидности и от верхнего обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее второе крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное прямое крыло обратной стреловидности (КОС), снабжено по всему его размаху развитыми закрылками обратного сужения, имеющими корневые хорды односекционных закрылок в
Figure 00000005
раза больше их концевых хорд и возможность их отклонения на углы 20°, 40° и 75°, причем каждая из цельно-поворотных консолей V-образного стабилизатора, имеющих раздельные узлы их поворота, создает возможность в вертикальной продольной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами, располагает размахом, превышающим радиус меньших винтов и обеспечивающим на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с большими несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной или наклонной тяги на соответствующих режимах полета или при выполнении технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +45°, или их синфазное и дифференциальное отклонение от горизонтального положения вверх/вниз на угол +10°/-10° и на угол ±10° на скоростных режимах горизонтального полета соответственно для продольного и поперечного управления, а также при выполнении технологии ВВП их дифференциальное и синфазное отклонение от вертикального положения вперед/назад на угол ±10° и на угол +10°/-10° на режимах висения соответственно для путевого управления и в направлении полета соответствующего поступательного перемещения вперед/назад, обеспечивающего возможность и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно при встречном/попутном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации как по угловой скорости тангажа и крена, так и демпфирования изменений высоты полета, причем с целью снижения шума и вибрации конструкции от всех несущих винтов, создающих воздушные потоки, которые не взаимодействуют между собой как в передней и задней, так и в левой и правой группах винтов, выполненных без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей, но и создания от всех несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения, например, при виде сверху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым и левым передними большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно как между правым передним большим и левым задним меньшим винтами, так и между левым передним большим и правым задним меньшим винтами, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно переднего стреловидного и заднего КОС, закрылки обратного сужения последнего при максимальном их отклонении создают в зоне максимальных индуктивных скоростей потока от несущих винтов возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки крыла, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, при этом с целью повышения безопасности как при погрузке-выгрузке, так и обслуживающего персонала, но и уменьшения аэродинамической интерференции несущих винтов и меньших винтов, последние из которых смонтированы на консолях V-образного стабилизатора таким образом, что при создании соответствующим меньшим винтом горизонтальной тяги линия действия пропульсивой его силы совпадает с плоскостью вращения наступающих лопастей соответствующих несущих винтов, а при создании ими подъемной и управляющей силы при выполнении ВВП и их высоком расположении на консолях V-образного стабилизатора ось вращения каждого меньшего винта размещена параллельно хорде стабилизатора и при этом направлена от плоскости симметрии наружу, что улучшает маневренность, продольную и путевую управляемость, причем основные стойки шасси убираются в передние ниши по бокам воздухозаборных устройств двигателей, установленных в корневых обтекателях, размещенных в корневой части КОС, снижая вредную интерференцию между последним и фюзеляжем, при этом система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим два верхних выходных вала для передачи крутящего момента, например, от газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД) к передней группе несущих винтов, снабжен на среднем уровне третьим выходным валом с продольным трансмиссионным валом, соединенным с кормовым V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим крутящий момент к задней группе меньших винтов, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на задние меньшие винты, но и уменьшения на 36% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащен двумя нижними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с четырьмя или двумя авторотирующими несущими винтами.A high-speed convertible rotorcraft containing a trapezoidal wing, having on its consoles propulsion-bearing screw systems with two engines connected to the main gearbox by connecting shafts laid in the wing, and turning the rotors and propellers, located respectively in front of the engine nacelles and above the last pylons of the wing, has a tail with a horizontal stabilizer and a three-wheeled wheeled chassis with a bow auxiliary and side supports, characterized in that it is made n according to the concept of exploded thrust of different-sized propellers (RTRV) and is equipped with a multi-screw system according to the RTRV-X2 + 2 scheme, which has two smaller ones with a variable thrust vector installed on solid-swivel consoles of a V-shaped stabilizer and two large ones rotors mounted in such a way that the rotation planes of their blades are located between the biplane wings of different wingspan, forming their internal sections when viewed from the front, as it were, the left and right trapezoidal slotted channel and fixed to the output shafts solo gearboxes, each of which is located in the elytral fairing at the tip of the lower wing, is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the rotor cantilever gearbox, and the upper one is centered relative to its shaft by means of a bearing assembly in such a way that the upper part of the support protruding from the shaft is fixed in the underwing fairing of the upper wing, forming a kind of highly placed biplane with closed structure wings (КЗК), which, when viewed from above, has a rhomboid configuration with end parts of the first wing, and is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw carrier scheme to the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a twin-screw propulsion system that creates marching thrust for the rear smaller screws high-speed horizontal flight with a third higher or second average, but also the first lower speed, respectively, after vertical, but also short This take-off, respectively, in its normal or reloading version is 3.5%, but also 17% more than the normal take-off weight with two front large rotors rotating in their autorotation mode, but also in a mode close to their self-rotation, respectively air flow, but also from one of the working engines, giving out 64% or 80% of its take-off power, which are transmitted respectively completely to the rear smaller screws or 4/5 of its power to the last two and 1/5 to the two front large carriers screw but also reverse while the upper first swept wing of a large elongation of the parasol type, performing the role of direct control of the lifting force and having an area of 45% of the total area of the biplane, is located above the fuselage and connected to it by a pylon that acts as a front keel of direct control of lateral force, and representing a wing of the type reverse “gull” of a larger scope, which has
Figure 00000004
times the span of the second wing, and the inner and outer sections of its consoles, made from the tip of the front keel of the reverse sweep and from the upper fairing, respectively, with a negative and positive angle of the transverse V, and the lower second wing of the biplane, which is a highly located direct wing of the reverse sweep (CBS) , equipped throughout its scope with developed backward restriction flaps having root chords of single-section flaps in
Figure 00000005
times their end chords and the possibility of their deflection by angles of 20 °, 40 ° and 75 °, and each of the one-piece swivel consoles of the V-shaped stabilizer having separate nodes for their rotation creates the possibility of their simultaneous deflection in the vertical longitudinal plane with smaller screws , has a range exceeding the radius of the smaller propellers and providing the modes of vertical take-off / landing and hovering both to reduce the loss of traction of the latter and rotation without mutual influence and their overlap with large rotors in accordance This is true when they create vertical and horizontal or inclined thrust at the appropriate flight modes or when performing the airborne technology with their in-phase deviation upwards by an angle of + 45 °, or their in-phase and differential deviations from a horizontal position up / down by an angle of + 10 ° / -10 ° and an angle of ± 10 ° at high-speed horizontal flight modes, respectively, for longitudinal and lateral control, as well as when performing the GDP technology, their differential and common-mode deviation from the vertical position forward / backward by an angle of ± 10 ° and an angle of + 10 ° / -10 ° in the hovering modes, respectively, for directional control and in the direction of flight of the corresponding translational movement forward / backward, which makes it possible to hang in the air, not moving accordingly in the headwind / tailwind, while simultaneously automatically stabilizing both angular velocity pitch and roll, as well as damping changes in flight altitude, and in order to reduce noise and vibration of the structure from all the rotors that create air flows that do not interact I mean both in the front and rear, and in the left and right groups of screws made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades, but also creating complete compensation of reactive torques from all rotors with the opposite direction of rotation, for example, when viewed from above, both clockwise and counterclockwise, respectively, between the right and left front large screws, but also in the same direction of rotation between diagonally located screws, for example, when viewed from above, clockwise e and against, respectively, both between the right front large and left rear smaller screws, and between the left front large and right rear small screws, which ensures the elimination of the gyroscopic effect and a smoother air flow from the corresponding screws of the corresponding front swept and rear CBS, flaps the reverse narrowing of the latter at their maximum deviation creates in the zone of maximum inductive flow velocities from the main rotors the possibility of 8% reduction in lifting losses force from blowing the wing, and preventing the backflow of air flow, while in order to increase safety both during loading and unloading, and maintenance personnel, but also to reduce the aerodynamic interference of rotors and smaller screws, the latter of which are mounted on V-shaped consoles stabilizer in such a way that when creating a horizontal thrust with a corresponding smaller screw, the line of action of its propulsive force coincides with the plane of rotation of the advancing blades of the corresponding rotor propellers c, and when they create a lifting and control force during the implementation of GDP and their high location on the consoles of the V-shaped stabilizer, the axis of rotation of each smaller screw is parallel to the stabilizer chord and is directed outward from the symmetry plane, which improves maneuverability, longitudinal and track handling, moreover, the main landing gear are retracted into the front niches on the sides of the air intake devices of the engines installed in the root fairings located in the root part of the WWTF, reducing harmful interference between the last and the fuselage, while the transmission system, which includes, along with a synchronizing multi-level gearbox, having two upper output shafts for transmitting torque, for example, from gas turbine or turbodiesel engines (GTE or TDD) to the front group of rotors, is equipped at the middle level with a third output a shaft with a longitudinal transmission shaft connected to the aft V-shaped in the transverse plane of the intermediate gearbox, transmitting torque to the rear group of smaller screws, made with the possibility of pl explicit redistribution of power when switching from vertical take-off or hovering into high-speed horizontal flight from large main rotors to smaller rear rotors, but also by 36% reduction in take-off power from any of the working engines, which is equally supplied to smaller rotors and equipped with two lower input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine designed to select their take-off power with the front output of the shaft, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with freewheels, by disconnecting from the transmission in a horizontal high-speed flight any excess gas turbine engine and either one in the event of its failure or both gas turbine engines in case of their failure, a control signal for automatically changing the flight configuration to a helicopter or winged gyroplane for emergency landing with four or two autorotating rotors, respectively.
RU2015157327A 2015-12-30 2015-12-30 Fast-speed convertible compound helicopter RU2609856C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015157327A RU2609856C1 (en) 2015-12-30 2015-12-30 Fast-speed convertible compound helicopter

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015157327A RU2609856C1 (en) 2015-12-30 2015-12-30 Fast-speed convertible compound helicopter

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2609856C1 true RU2609856C1 (en) 2017-02-06

Family

ID=58457248

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015157327A RU2609856C1 (en) 2015-12-30 2015-12-30 Fast-speed convertible compound helicopter

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2609856C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2652868C1 (en) * 2017-04-26 2018-05-03 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed hybrid rotorcraft
RU2661277C1 (en) * 2017-03-14 2018-07-13 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned carrier-based convertible rotorcraft
CN108382578A (en) * 2018-04-09 2018-08-10 北京航空航天大学 A kind of mixed at high speed layout vertically taking off and landing flyer
CN114088198A (en) * 2021-11-19 2022-02-25 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Rotor wing aerodynamic noise omnidirectional array
RU2792827C1 (en) * 2019-07-26 2023-03-24 Юбифлай Текнолоджис Прайвит Лимитед Assembly device for increasing the lifting strength of a fixed-wing aircraft
CN116754174A (en) * 2023-08-16 2023-09-15 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Layout conversion method for thrust-tension type tail rotor of helicopter wind tunnel test

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU125148U1 (en) * 2012-08-15 2013-02-27 Открытое акционерное общество "Центральное конструкторское бюро по судам на подводных крыльях им. Р.Е. Алексеева" (ОАО "ЦКБ по СПК им. Р.Е. Алексеева") SCREEN
US20140034774A1 (en) * 2011-09-12 2014-02-06 Eurocopter Fast, long-range aircraft
RU2531537C2 (en) * 2009-04-07 2014-10-20 Эйрбас Оперейшнз, С.Л. Aircraft with lambda-like wing configuration
RU2548304C1 (en) * 2014-03-05 2015-04-20 Дмитрий Сергеевич Дуров Multirotor convertible high-speed helicopter

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2531537C2 (en) * 2009-04-07 2014-10-20 Эйрбас Оперейшнз, С.Л. Aircraft with lambda-like wing configuration
US20140034774A1 (en) * 2011-09-12 2014-02-06 Eurocopter Fast, long-range aircraft
RU125148U1 (en) * 2012-08-15 2013-02-27 Открытое акционерное общество "Центральное конструкторское бюро по судам на подводных крыльях им. Р.Е. Алексеева" (ОАО "ЦКБ по СПК им. Р.Е. Алексеева") SCREEN
RU2548304C1 (en) * 2014-03-05 2015-04-20 Дмитрий Сергеевич Дуров Multirotor convertible high-speed helicopter

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2661277C1 (en) * 2017-03-14 2018-07-13 Дмитрий Сергеевич Дуров Unmanned carrier-based convertible rotorcraft
RU2652868C1 (en) * 2017-04-26 2018-05-03 Дмитрий Сергеевич Дуров High-speed hybrid rotorcraft
CN108382578A (en) * 2018-04-09 2018-08-10 北京航空航天大学 A kind of mixed at high speed layout vertically taking off and landing flyer
CN108382578B (en) * 2018-04-09 2024-03-29 北京航空航天大学 High-speed hybrid layout vertical take-off and landing aircraft
RU2792827C1 (en) * 2019-07-26 2023-03-24 Юбифлай Текнолоджис Прайвит Лимитед Assembly device for increasing the lifting strength of a fixed-wing aircraft
CN114088198A (en) * 2021-11-19 2022-02-25 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 Rotor wing aerodynamic noise omnidirectional array
CN116754174A (en) * 2023-08-16 2023-09-15 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Layout conversion method for thrust-tension type tail rotor of helicopter wind tunnel test
CN116754174B (en) * 2023-08-16 2023-10-31 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 Layout conversion method for thrust-tension type tail rotor of helicopter wind tunnel test

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2629475C1 (en) High-speed turbofan combined helicopter
RU2627965C1 (en) High-speed amphibious rotorcraft
RU2448869C1 (en) Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft
RU2609856C1 (en) Fast-speed convertible compound helicopter
RU2310583C2 (en) Amphibious convertible helicopter
RU2629478C2 (en) High-speed helicopter with propulsion-steering system
RU2636826C1 (en) High-speed helicopter with crossed screws
RU2608122C1 (en) Heavy high-speed rotary-wing aircraft
CA3057560A1 (en) Vertical takeoff and landing aircraft
RU2548304C1 (en) Multirotor convertible high-speed helicopter
RU2657706C1 (en) Convertiplane
RU2521090C1 (en) High-speed turboelectric helicopter
RU2550909C1 (en) Multirotor convertible pilotless helicopter
RU2652863C1 (en) High-speed hybrid helicopter-aircraft
RU2601470C1 (en) Unmanned convertible high-speed helicopter
RU2648503C1 (en) Unmanned convertiplane with an arched wing
RU2653953C1 (en) Unmanned high-speed helicopter-airplane
RU2661277C1 (en) Unmanned carrier-based convertible rotorcraft
RU2611480C1 (en) Multi-screw unmanned rotorcraft
RU2598105C1 (en) Multirotor unmanned high-speed helicopter
RU2629473C1 (en) Unmanned vertiplane with channel propellers
RU2542805C1 (en) Vtol aircraft with hybrid power plant
RU2618832C1 (en) Multirotor high-speed combined helicopter
RU2664024C2 (en) Unmanned high-speed helicopter-airplane
RU2529568C1 (en) Cryogenic electrical convertiplane

Legal Events

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

Effective date: 20181231