RU2618832C1

RU2618832C1 - Multirotor high-speed combined helicopter

Info

Publication number: RU2618832C1
Application number: RU2016110282A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2016-03-21
Filing date: 2016-03-21
Publication date: 2017-05-11

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the creation of multirotor high-speed combined helicopters (MSCH). An MSCH has propulsion-lift rotor systems at the wing tips, engines interconnected by synchronizing shafts and laid in the wing and rotating propellers and rotors. The MSCH is designed on the basis of various thrust of different-sized rotors (VTDR) and has two smaller rotors installed on one-piece rotary arms of V-shaped horizontal canard and two larger lifting rotors mounted in such a way that their blades planes of rotation are located between spanwise different biplane wings, forming with their internal sections in a front view sort of the left and right trapezoidal conduits and fixed to the output shafts of cantilevered gears, each of which is placed in a lower droplike fairing on the tip of an arrow-shaped front wing.

EFFECT: reduction in the required power for the longitudinal balance while hovering and improved longitudinal controllability.

2 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания многовинтовых скоростных комбинированных 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 стреловидного переднего разрезного крыла, так и верхнего заднего крыла обратной стреловидности типа обратная "чайка", и с изменяемым вектором тяги два меньших винта из нее на цельно-поворотных консолях V-образного переднего горизонтального оперения, создающих подъемно-маршевую тягу и выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП).The invention relates to the field of aeronautical engineering and for the creation of multi-rotor high-speed combined rotorcraft with a spaced-thrust system of different-sized propellers in the X2 + 2 main circuit, two of which are mounted on vertical supports installed between the bodies of the fairings of a high-lying biplane, both of the lower swept front split wing and the upper rear wing of the reverse sweep type of the reverse "gull", and with a variable thrust vector, two smaller screws from it on the one-piece swivel console V-shaped canards creating lift-marching thrust and performing vertical and short takeoff / landing (GDP and DPC).

Известен комбинированный винтокрыл модели S-72 фирмы «Sikorsky» (США), выполненный по одновинтовой схеме с Х-образным несущим и рулевым винтами, низкорасположенным крылом, имеет два газотурбинных двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на винты, и два турбовентиляторных двигателя, смонтированные в носовой части по обе стороны фюзеляжа и обеспечивающие реактивную маршевую тягу, оперение с управляемым стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.Known combined rotorcraft model S-72 company "Sikorsky" (USA), made according to a single-rotor scheme with an X-shaped main and tail rotors, a low wing, has two gas turbine engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts to the screws, and two turbofan engines mounted in the bow on both sides of the fuselage and providing jet march traction, plumage with a controlled stabilizer and three-leg retractable wheeled chassis with a nose support.

Признаки, совпадающие - наличие главного редуктора и соединительных валов трансмиссии, создающих синхронизирующее вращение несущего и рулевого винтов и передающих мощность Х-образному несущему и рулевому винтам, создающим подъемную силу и управление по курсу. Два турбовентиляторных двигателя обеспечивают реактивную тягу при крейсерском скоростном полете, особенно, когда несущий винт станет вращаться на режиме самовращения, как у автожира, создавая только 30% необходимой подъемной силы, а 70% 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 345…485 км/ч.Signs that match - the presence of the main gearbox and transmission connecting shafts, creating a synchronized rotation of the main and steering screws and transmitting power to the X-shaped main and steering screws, creating lift and directional control. Two turbofan engines provide jet thrust during cruising high-speed flight, especially when the main rotor begins to rotate in self-rotation, as in a gyroplane, creating only 30% of the required lifting force, and 70% will be created by the wing, which would provide the rotorcraft higher profitability, than that of a helicopter, and the excessive thrust-weight ratio of its power plant, which ensures continued flight on a single running engine, creates a range of flight speeds of 345 ... 485 km / h.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, имеет большой объем регламентных работ и является дорогим в эксплуатации, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Вторая - это то, что силовая установка, включает разнотипные двигатели и, тем самым, усложняет конструкцию и снижает надежность крейсерского полета при отказе одного из двух турбовентиляторных двигателей, а расход топлива оказался более высоким, чем у вертолета, и преимущества автожирного полета нельзя было реализовать полностью, особенно, на коротких маршрутах. Третья - это то, что в винтокрыле одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от его вращения рулевым винтом, которая составляет 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов хвостовой трансмиссии рулевого винта, увеличивающего аэродинамическое сопротивление и создающего опасность для наземного персонала. Четвертая - это то, что вес рулевого винта вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовой трансмиссии составляет до 15…20% веса пустого винтокрыла и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного веса, причем при вертикальном взлете крыло и два турбовентиляторных двигателя бесполезны, а в горизонтальном полете лишним может оказаться несущий и рулевой винт, что, увеличивая паразитную массу, уменьшает весовую отдачу. Пятая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над прямым крылом. Кроме того, отсутствие системы отбора мощности от турбовентиляторных двигателей исключает возможность упрощения силовой установки. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности.Reasons that impede the task: the first is that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch significantly complicates the design, has a large amount of routine maintenance and is expensive to operate, and the constant vibrations that occur during the operation of its swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The second one is that the power plant includes different types of engines and, thereby, complicates the design and reduces the reliability of cruising flight in case of failure of one of the two turbofan engines, and the fuel consumption was higher than that of a helicopter, and the advantages of gyroplane flight could not be realized completely, especially on short routes. The third is that in a single-rotor rotorcraft rotorcraft there is an unproductive expenditure of power required to counter the reactive moment from its rotation by the tail rotor, which is 12-16% of the power required to rotor the rotor, as well as the need for tail gear transmission assemblies a propeller that increases aerodynamic drag and creates a danger to ground personnel. The fourth one is that the weight of the tail rotor together with the tail boom and tail transmission units is up to 15 ... 20% of the weight of the empty rotorcraft and tends to increase with increasing take-off weight, and with vertical take-off, the wing and two turbofan engines are useless, and in horizontal the main rotor and tail rotor may turn out to be superfluous, which, increasing the parasitic mass, reduces the weight return. The fifth one is that when the stream hangs from the rotor, it blows around the wing consoles and creates a significant total loss in its vertical thrust, it is braked and the high flow rates of the discarded ones predetermine the formation of vortex rings, which at low reduction speeds can drastically reduce the thrust of the rotor screw and create an uncontrollable fall situation, which reduces control stability and safety. And as the speed of horizontal flight increases, the problem also worsens, since on the backing side of the rotor there is a section in which the absolute speed of its blades relative to air becomes almost zero and this section of the blades, naturally, does not participate in the creation of lifting force, which worsens the transverse balancing canal, especially because of the location of this section just above the straight wing. In addition, the lack of a power take-off system from turbofan engines eliminates the possibility of simplifying the power plant. All this limits at a higher specific fuel consumption the possibility of increasing the flight range, indicators of transport and fuel efficiency, but also reducing the hanging of unproductive power costs.

Известен комбинированный 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 опорой.Known combined 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 the consoles under the wing, providing compressed air for the jet drive of the main rotor and rotating the pulling propellers, tail unit with a horizontal stabilizer and two-fin tail, having folding tops during vertical take-off and landing, and a three-leg retractable retractable wheeled chassis with a nose 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.Signs that coincide are the presence on the pylon above the fuselage of a large rotor with a diameter of 31.8 m, 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 system of pipelines to nozzles at the ends of the four rotor blades and leading pulling screws located on the wing, providing horizontal traction only during cruise When flying, especially when the rotor begins to rotate in self-rotation mode, as in a gyroplane, creating only 40% of the necessary lifting force, and 60% will be created by the wing, which would provide the rotorcraft with higher profitability than a helicopter, and its excessive 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 усложняет конструкцию и ограничивает возможность в перегрузочном варианте как выполнения технологии КВП, так и повышения скорости и дальности полета, но показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the rotorcraft has a double 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 complex apparatus, especially with the rotor, having the control of cyclic changes in its pitch, articulated fastening of the blades and a jet drive, as well as an increase in the volume of routine maintenance and a higher cost of operation, a decrease in weight recoil 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 turned out to be 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 at low lowering speeds can drastically reduce the thrust of the rotor 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 complicates the design and limits the possibility in the reloading version of the implementation of the HF technology, as well as increasing the speed and range, but indicators of transport and, especially, fuel efficiency.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный скоростной винтокрыл модели "Ка-22" ОКБ «Камова» (РФ), имеющий на концах крыла движительно-несущие винтовые системы с двигателями, связанными синхронизирующими валами, проложенными в крыле, и приводящими во вращение пропеллеры и несущие винты, расположенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, имеет фюзеляж с хвостовым оперением и прямым стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой опорой.Closest to the proposed invention is an experimental high-speed rotorcraft model "Ka-22" OKB "Kamov" (RF), having at the ends of the wing propulsion-bearing screw systems with engines connected by synchronizing shafts laid in the wing, and leading to the rotation of the propellers and bearing the screws located respectively in front of the engine nacelles and above the latter on the wing pylons, has a fuselage with a tail unit and a direct stabilizer and a three-leg retractable retractable wheeled chassis with a nose support.

Признаки, совпадающие - на концах крыла умеренного удлинение 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-25ВК 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 G_вз=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, имеющей удельную нагрузку на мощность ρ_N=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 взрастает до 10 тонн (при G_вз=42500 кг). При посадке «по самолетному» (G_вз=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.Signs of coincidence - 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-25VK 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 lift them force and propulsive thrust, but also of AV-62 propellers located in front of engine nacelles providing horizontal thrust 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 with horizontal 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 having 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 range l flight up to 1100 km. Tests Ka-22 showed that at takeoff with 190 m takeoff weight Mo grows up 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, что неизбежно ведет к его утяжелению и снижению весовой отдачи, особенно, с пропеллерами, смонтированными под несущими винтами, 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, значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. 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 крыла и даже при отклоненных закрылках и со средней аэродинамической хордой крыла 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, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне каждого несущего винта над фюзеляжем возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этих участков как раз над консолями крыла. Третья - это то, что в винтокрыле поперечной схемы с двумя винтомоторными и движительно-несущими винтовыми системами, смонтированными на концах высокорасположенного крыла соответственно в подкрыльных гондолах и надкрыльевых пилонах, предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой редуцирования несущих винтов и пропеллеров в общем редукторе и не 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 пропеллеров под несущими винтами усложняет конструкции и приводит к увеличению ее габаритов и вредного сопротивления, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния пропеллеров 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 турбовальные 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. Что значительно утяжеляет конструкцию и обеспечивает, уменьшая вес топлива, более высокий удельный расход топлива и, как следствие, ограничивает возможность повышения скорости полета и дальности действия, но и показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the rotorcraft has a double separate system for creating lift and horizontal thrust, which inevitably leads to its heavier weight and lower recoil, especially with propellers mounted under the main rotors, but also to increase the volume of routine work and higher cost of operation of rotors with swash plates with control of the general and cyclic changes in their pitch and, as a result, significantly complicates the design, and the constant vibrations that occur when bot machines of their bias, create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. 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, the high-speed air flow thrown from the wing and even with deflected flaps and with an average aerodynamic chord of the wing equal to 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, which reduces management stability and security. And as the speed of horizontal flight increases, the problem also worsens, since on the backing side of each rotor above the fuselage there is a section in which the absolute speed of its blades relative to air becomes almost zero and this section of the blades, naturally, does not participate in the creation of lift, which worsens balancing in the transverse channel, especially because of the location of these sections just above the wing consoles. The third one is that in a cross-section rotorcraft with two rotor-propulsion and propulsion-bearing screw systems mounted at the ends of a high-winged wing, respectively, in wing gondolas and wing-mounted pylons, it predetermines a structurally complex forward wing equipped with a complex system for reducing rotors and propellers in a common gearbox and having no root chord more than terminal, which increases inductive losses. The fourth is that in order to ensure the strength and stiffness of a wing of a large scope, it is necessary to increase the wing height and 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 propellers under the rotors complicates the structure and leads to an increase in its dimensions and harmful resistance, but also to a significant increase in noise level due to the interaction of propellers and rotors. In addition, in such a design, the appearance of self-excited vibrations, high variable 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. 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 turboshaft 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. This significantly complicates the design and provides, by reducing the weight of the fuel, a higher specific fuel consumption and, as a result, limits the possibility of increasing flight speed and range, but also indicators of transport and, especially, 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 возникновение 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 the occurrence of 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 переднего горизонтального оперения (ПГО), 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 каплевидном нижнем обтекателе на законцовке стреловидного переднего 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 каплевидном верхнем обтекателе заднего крыла обратной стреловидности (КОС), образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями заднего КОС, оснащенными элеронами и придающими КОС М-образную конфигурацию в плане, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию двухвинтового крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей передними 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 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух задних 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 84% или 96% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на передние меньшие винты или 7/8 от его мощности на два последних и 1/8 - на два задних больших несущих винта, но и обратно, при этом заднее КОС большого удлинения, обеспечивающее непосредственное управление подъемной силой и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено корневыми хордами по бокам вертикального киля посредством стреловидных наплывов, которые с передней кромкой заднего КОС, имеющего рули высоты, образуют ромбовидную конфигурацию в плане и представляющее собой М-образное в плане крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего как в

раза больше размаха переднего крыла, так и внутренние и внешние секции, выполненные от вертикального стреловидного киля и от верхнего обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее переднее крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное разрезное крыло и комбинацию двух с близким расположением друг к другу стреловидных крыльев, смонтированных уступом с первым крылом выше второго при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки, при этом стреловидные консоли первого и второго крыльев, являющиеся составными частями переднего разрезного крыла, выполнены по всему размаху соответственно с предкрылком и в виде цельно-поворотных секций, смонтированы их законцовками соответственно по середине и снизу нижнего обтекателя и имеют как корневые хорды в

раза соответственно больше и меньше их концевых хорд, так и возможность отклонения цельно-поворотных его секций на углы 20°, 40° и 75°, но и преобразующих при максимальном их отклонении переднее крыло как бы в разрезное крыло с консолями "обратного сужения", создающими в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность повышения коэффициента подъемной силы переднего крыла и несущей его способности, особенно, при обдуве его консолей несущими винтами, но и уменьшения при этом на 12% потерь подъемной силы от обдувки его консолей, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем каждая из цельно-поворотных консолей V-образного ПГО, 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 +12°/-12° и на угол ±12° 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 ±12° и на угол +12°/-12° 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 с верху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым и левым задними большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например, при виде с верху по часовой стрелки и против соответственно как между правым задним большим и левым передним меньшим винтами, так и между левым задним большим и правым передним меньшим винтами, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно первого стреловидного и второго КОС, при этом с целью повышения безопасности и уменьшения аэродинамической интерференции несущих и меньших винтов, последние из которых вынесены от пассажирского салона и смонтированы на консолях V-образного ПГО таким образом, что при создании меньшими винтами горизонтальной тяги линия действия пропульсивой их силы совпадает с плоскостью вращения левого и правого несущих винтов, имеющих вращение при виде сверху, при котором наступающие их лопасти проходили бы над соответствующим бортом фюзеляжа, а при создании ими подъемной и управляющей силы при выполнении ВВП и их высоком расположении на консолях V-образного ПГО ось вращения каждого меньшего винта размещена параллельно хорде ПГО и при этом направлена от плоскости симметрии наружу, что улучшает маневренность, продольную и путевую управляемость, при этом система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим в направлении полета два нижних обратной V-образности в плане выходных вала для передачи крутящего момента, например, от газотурбинных двигателей (ГТД) к задней группе больших несущих винтов, снабжен на нижнем уровне третьим выходным продольным удлиненным валом, соединенным с передним V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим поперечными валами трансмиссии крутящий момент к передней 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 передние меньшие винты, но и уменьшения на 16% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащен двумя средними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с задним 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 крылатый автожир или вертолет для аварийной посадки соответственно с двумя авторотирующими или нагруженными несущими винтами, при этом отклонение предкрылок и закрылок на переднем крыле выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующими несущими винтами при флюгерном положении меньших винтов с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как соответствующих предкрылок и закрылок, так и синфазным отклонением вниз рулей высоты заднего крыла, а для повышения безопасности левый и правый верхние обтекатели заднего крыла, каждый из которых имеет в верхней автоматически раскрываемых частях контейнеры с вытяжным и основным парашютами, стропы последних закреплены на соответствующих скрепах-замках к верхней части полой опоре соответствующего консольного редуктора, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими как креслами пассажиров и пилотов, так и стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, но и смягчает для аварийной посадки приземление на левой и правой парашютной спасательной системах (ПСС) и, особенно, при авторотирующих больших несущих винтах, размещенных под соответствующей многокупольной ПСС и под консолями заднего крыла, повышающего безопасного использования средств спасения на парашютах без соприкосновения их строп с лопастями несущих винтов.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 the smaller thrust vector and two smaller ones mounted on the whole-swivel consoles of the V-shaped front horizontal tail (PGO), as well as two main rotors of it mounted in such a way that the rotation planes of their blades are located between the biplane wings of different sizes, forming their inner sections when viewed from the front as if left and right trapezoidal slotted channel, and mounted on the output shafts of cantilever gearboxes, each of which is placed in the teardrop-shaped lower fairing at the tip of the swept front wing is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the case of the inner lower part of the console red of the main rotor, and the upper one is centered relative to 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 a drop-shaped upper cowl of the rear wing of the reverse sweep (CBS), forming a kind of highly placed biplane with wings of a closed structure (CLC), when viewed from above, a rhomboid configuration with end arrow-shaped parts of the rear CBS equipped with ailerons and giving the CBS an M-shaped configuration in plan, and equipped with the ability to convert it to flight configuration from a helicopter of a four-screw carrier scheme to the flight configuration of a twin-screw winged gyroplane or rotorcraft with a twin-screw propulsion system, which creates forward thrusters with front smaller screws for horizontal high-speed flight, providing a third higher or second average, but also first lower speed, respectively, after vertical but also short takeoff, respectively, in its normal or reloading version, by 3.5%, but also by 15% more than the normal take-off weight with two rotating the largest rotors in their autorotation mode, 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 84% or 96% of its take-off power, which are transmitted respectively completely to the front smaller screws or 7/8 of its power for the last two and 1/8 for the two rear large rotors, but also vice versa, while the rear CBS of large elongation, providing direct control of the lifting force and having an area of 45% of the total area di biplane, located above the fuselage and connected by root chords on the sides of the vertical keel by arrow-shaped nodules, which, with the leading edge of the posterior CBS, having elevators, form a diamond-shaped configuration in plan and representing an M-shaped planar wing type of a backward “gull” of a larger scale having both

times the span of the front wing, and both the internal and external sections, made from a vertical swept keel and from the upper fairing, respectively, with a negative and positive transverse angle V, and the lower front biplane wing, which is a highly located split wing and a combination of two close to each other to each of the swept wings mounted by a ledge with the first wing above the second with negative degradation of the first to the second in the angle of attack, while the swept consoles of the first and second of the wings, which are components of the front split wing, are made on the whole span, respectively, with a slat and in the form of integral rotary sections, mounted by their tips in the middle and bottom of the lower fairing, respectively, and have root chords in

times, respectively, more and less of their end chords, and the possibility of deflecting its entire rotary sections by angles of 20 °, 40 ° and 75 °, but also transforming the front wing with a maximum deflection, as it were, into a split wing with consoles of "reverse narrowing", creating in the zone of maximum inductive airflow velocities from the corresponding main rotors the possibility of increasing the lift coefficient of the front wing and its bearing capacity, especially when the rotors are blown around its consoles, but also reduce losses by 12% lifting force from the blowing of its consoles, and preventing the backflow of air flow, each of the one-piece rotary consoles of the V-shaped PGO, having separate nodes for their rotation, creates the possibility in the vertical longitudinal plane of their synchronous deviation with smaller screws, has a range exceeding the radius smaller propellers and providing both vertical and lateral take-off and landing modes, both reducing the loss of traction of the latter and rotation without mutual influence and overlapping them with large rotors and, accordingly, when they create vertical and horizontal or inclined thrusts at the appropriate flight modes or when performing KVP 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 + 12 ° / - 12 ° and an angle of ± 12 ° 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 n an angle of ± 12 ° and an angle of + 12 ° / -12 ° in the hovering modes, respectively, for directional control and in the direction of flight of the corresponding translational forward / backward movement, which makes it possible to hang in the air without moving respectively in the headwind / tailwind with simultaneous automatic ensuring stabilization both in terms of pitch and roll angular velocity, and damping of changes in flight altitude, moreover, in order to reduce noise and vibration of the structure from all rotors that create air flows that are not mutually act between each other 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 the top, both clockwise and counterclockwise, respectively, between the right and left rear large screws, but also in the same direction of rotation between the diagonally located screws, for example, when viewed from the top the arrow and against, respectively, both between the right rear large and left front smaller screws, and between the left rear large and right front smaller screws, which eliminates the gyroscopic effect and creates a smoother air flow from the corresponding screws of the first swept and second CBS, respectively at the same time, in order to increase safety and reduce aerodynamic interference of rotors and smaller propellers, the last of which are removed from the passenger compartment and mounted on the consoles of the V-shaped PGO in such a way that when creating smaller horizontal thrust screws, the line of action of the propulsive force coincides with the plane of rotation of the left and right rotors, which rotate in a plan view in which their advancing blades pass over the corresponding side of the fuselage, and when the creation of a lifting and control force by them when the GDP is fulfilled and their high location on the V-shaped PGO consoles, the axis of rotation of each smaller screw is parallel to the PGO chord and is directed away from the sim plane outside, which improves maneuverability, longitudinal and track handling, while the transmission system includes, along with a synchronizing multi-level gearbox, which has two lower reverse V-shaped in the direction of flight in terms of output shaft for transmitting torque, for example, from gas turbine engines ) to the rear group of large rotors, is equipped at the lower level with a third output longitudinal elongated shaft connected to the front V-shaped in the transverse plane of the intermediate gear, transmitting via With the drive shaft of the transmission, the torque to the front group of smaller screws is made with the possibility of a smooth redistribution of power when switching from vertical take-off or hovering in high-speed horizontal flight from large rotors to the front smaller screws, but also by 16% reduction in take-off power from any of the workers engines, which is equally supplied to smaller screws and equipped with two middle input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine, designed to select their take-off power from the rear with a shaft output, 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 either one in the event of its failure or both gas turbine engines when they fail, a control signal for automatically changing the flight configuration to winged gyroplane or helicopter for emergency landing, respectively, with two autorotating or loaded rotors, while the deviation of the slat and flap on the front wing is automatically performed on the minimum or maximum angle and varies, respectively, from speed, flight altitude or in the emergency landing mode with autorotating rotors with the vane position of the smaller screws with simultaneous automatic accelerated downward deflection of both the corresponding slats and flaps, and in-phase downward deflection of the rear wing elevators, and for to increase safety, the left and right upper fairings of the rear wing, each of which has containers with exhaust and main with parachutes, the slings of the latter are fixed on the corresponding clamps-locks to the upper part of the hollow support of the corresponding cantilever gearbox, which ensures, together with energy-absorbing seats for passengers and pilots, and struts of the wheeled chassis, against the shock, an allowable decrease in the speed of descent to 7 m / s, but also mitigates for an emergency landing, landing on the left and right parachute rescue systems (MSS) and, especially, with autorotating large rotors placed under the corresponding multiple noy MSS consoles and under the rear wing, which increases safety of rescue means by parachute sling without touching them with the rotor blades.

Кроме того, с целью упрощения конструкции трансмиссии и уменьшения массы комбинированной силовой установки, передние меньшие винты которой выполнены в виде спаренных с противоположным вращением выносных винтовентиляторов и газодинамическим их приводом от упомянутых ГТД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки его потока на привод винтовентиляторов, каждый из которых включает турбину с валом привода винтовентилятора, дополнительную камеру сгорания с регулятор расхода топлива и запалом, центральное тело, канал подвода газа к турбине винтовентилятора, канал отвода газов и топливопровод, который при вертикальном взлете/посадке и зависании используется для подачи топлива в дополнительные камеры сгорания каждого винтовентилятора, затем после перехода на поступательный горизонтальный полет системы подвода топлива перекрываются при одновременном увеличении подвода газа к турбине каждого винтовентилятора от одного из работающих ГТД, отключенного от системы трансмиссии привода несущих винтов и, значит, при таком способе дросселирования доля газа, отбираемого от работающего ГТД на привод винтовентиляторов, по мере снижения отбора мощности от взлетной его мощности увеличивается и при больших величинах заданного отбора газа для поддержания заданного значения маршевой тяги винтовентиляторов по мере дросселирования режим работы этого ГТД также увеличивается.In addition, in order to simplify the design of the transmission and reduce the mass of the combined power plant, the front smaller screws of which are made in the form of external rotary fans paired with opposite rotation and driven by gas-dynamic gas turbines from the aforementioned gas turbines, with each air compression ratio (π _k ) of at least 15.0 under static conditions in their high-pressure compressors, but also a gas extraction system and its flow delivery to the fan drive drive, each of which includes a turbine with a fan drive drive shaft, add an individual combustion chamber with a fuel consumption regulator and a fuse, a central body, a gas supply channel to the turbine fan turbine, a gas exhaust channel and a fuel pipe, which, when vertically taking off / landing and hovering, is used to supply fuel to the additional combustion chambers of each fan, then after switching to translational the horizontal flight of the fuel supply system overlaps while increasing the gas supply to the turbine of each fan from one of the working gas turbine engines, disconnected from the system rotor drive drive absorptions and, therefore, with this throttling method, the proportion of gas taken from the working turbine engine to the fan drive drive increases as power take-off from its take-off decreases, and at large values of the given gas take-off, to maintain a given value of the propeller march draft as the throttle the operation mode of this gas turbine engine also increases.

Благодаря наличию этих признаков решена задача, позволяющая освоить многовинтовой скоростной комбинированный винтокрыл (МСКВ), который выполнен по концепции разнесенной тяги разновеликих винтов 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 ПГО, 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 каплевидном нижнем обтекателе на законцовке стреловидного переднего 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 каплевидном верхнем обтекателе заднего КОС, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями заднего КОС, оснащенными элеронами и придающими КОС М-образную конфигурацию в плане, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию двухвинтового крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей передними 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 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух задних 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 84% или 96% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на передние меньшие винты или 7/8 от его мощности на два последних и 1/8 - на два задних больших несущих винта, но и обратно. В системе КЗК заднее КОС большого удлинения, обеспечивающее непосредственное управление подъемной силой и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено корневыми хордами по бокам вертикального киля посредством стреловидных наплывов, которые с передней кромкой заднего КОС, имеющего рули высоты, образуют ромбовидную конфигурацию в плане и представляющее собой М-образное в плане крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего как в

раза больше размаха переднего крыла, так и внутренние и внешние секции, выполненные от вертикального стреловидного киля и от подкрыльного обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее переднее крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное разрезное крыло и комбинацию двух с близким расположением друг к другу стреловидных крыльев, смонтированных уступом с первым крылом выше второго при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки.Due to the presence of these signs, the problem was solved that allows one to master a multi-rotor high-speed combined rotorcraft (MSCW), which is made according to the concept of spaced thrust of different-sized propellers and is equipped with a multi-rotor system according to the RTRV-X2 + 2 scheme, which has two smaller thrust vectors installed on the thrust vector the whole-swivel consoles of the V-shaped PGO, as well as two large rotors of it, mounted in such a way that the rotation planes of their blades 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 cantilever gearboxes mounted on the output shafts, each of which, located in the teardrop-shaped lower fairing at the tip of the swept front 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 using the bearing assembly so Thus, the upper part of the support protruding from the shaft is fixed in the teardrop-shaped upper cowl of the rear KOS, forming a kind of highly placed biplane with wings of a closed structure (KPC), which, when viewed from above, has a rhomboid configuration with trailer arrow parts of the rear KOS equipped with ailerons and giving KOS M -shaped configuration in plan, and equipped with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter of a four-screw carrier circuit into the flight configuration of a twin-screw winged gyroplane or rotorcraft la with a twin-screw propulsion system, which creates marching thrust for frontal horizontal propellers with high speed propellers providing a third higher or second average, but also lower first speed, respectively, after vertical but also short take-off, respectively, in its normal or reload version by 3.5%, but also 15% more than the normal take-off weight with two large rear rotors rotating in their autorotation mode, but also in a mode close to their self-rotation, respectively, from the air about the flow, but also from one of the working engines, issuing 84% or 96% of its take-off power, which are transmitted respectively completely to the front smaller screws or 7/8 of its power to the last two and 1/8 to the two back large carriers screw, but also back. In the KZK system, the rear KOS of large elongation, which provides 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 by root chords along the sides of the vertical keel by arrow-shaped influxes, which are with the front edge of the rear KOS with elevators , form a rhomboid configuration in plan and representing an M-shaped wing in plan of the type of a reverse “gull” of a larger scope, which, as in

times the span of the front wing, and both the internal and external sections, made from a vertical swept keel and from the underwing fairing, respectively, with a negative and positive transverse angle V, and the lower front biplane wing, which is a highly located split wing and a combination of two close to each other a friend of swept wings mounted by a ledge with the first wing above the second with negative degradation of the first to the second in angle of attack.

Система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим в направлении полета два нижних обратной V-образности в плане выходных вала для передачи крутящего момента, например, от ГТД к задней группе больших несущих винтов, снабжен на нижнем уровне третьим выходным продольным удлиненным валом, соединенным с передним V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим поперечными валами трансмиссии крутящий момент к передней 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 передние меньшие винты, но и уменьшения на 36% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащен двумя средними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с задним 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 крылатый автожир или вертолет для аварийной посадки соответственно с двумя авторотирующими или нагруженными несущими винтами. Все это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, 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 МСКВ с многокупольной ПСС.A transmission system including, along with a synchronizing multi-level gearbox, having two lower reverse V-shaped in the direction of flight in terms of output shaft for transmitting torque, for example, from a gas turbine engine to the rear group of large rotors, is provided at the lower level with a third output longitudinal shaft, connected to the front V-shaped in the transverse plane of the intermediate gearbox, transmitting torque to the front group of smaller screws by the transverse shafts of the transmission, is made with the possibility of smooth transition power redistribution during the transition from vertical take-off or hovering in the horizontal high-speed flight mode from large rotors to the front smaller rotors, but also a 36% reduction in take-off power from any of the running engines, which is equally supplied to the smaller rotors and is equipped with two middle input shafts, connected connecting shafts with a gas turbine engine, designed to select their take-off power with the rear output of the shaft, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with freewheels, issuing about 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 winged gyroplane or helicopter for emergency landing, respectively, with two autorotating or loaded rotors. All this will increase the payload and weight gain, improve longitudinal controllability, increase flight speed and range, as well as eliminate the possibility of the formation of self-excited vibrations, high alternating voltages, vibrations and resonance, but also increase transport and fuel efficiency with high-speed horizontal flight MSCW with multi-domed MSS.

Предлагаемое изобретение в условиях различной полетной конфигурации МСКВ исполнения РТРВ-Х2+2 иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.The present invention under conditions of different flight configurations of the MSCWs of the RTRV-X2 + 2 design is illustrated by the general views shown in FIG. one.

На фиг. 1 изображен турбовинтовентиляторный МСКВ на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух больших несущих винтов на концах переднего крыла и между верхним КОС типа обратная «чайка» в системе КЗК и с изменяемым вектором тяги двух меньших винтов на цельно-поворотных консолях V-образного ПГО для различных вариантов возможного его использования:In FIG. 1 shows Turbopropfan MACS on the common kinds, front and top, respectively, a) and b) with an arrangement of two large rotors at the ends of the front wing and between upper CBS type inverse "gull" KPC system with variable thrust vectoring two smaller screws on whole-rotary consoles of the V-shaped PGO for various options for 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 передними меньшими винтами, с условным расположением левой и правой цельно-поворотных секций второго крыла из переднего разрезного стреловидного крыла при выполнении 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 together with a KZK type biplane and marching thrust provided by two front smaller screws, with the conditional arrangement of the left and right whole-rotary sections of the second wing from the front split swept wing when fulfilling GDP and KVP;

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

Многоцелевой МСКВ, представленный на фиг. 1 и выполненный в виде высокорасположенного биплана и по концепции РТРВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и большого удлинения два крыла в ромбовидной в плане системе КЗК, заднее из которой КОС 2 типа обратная «чайка», имеющее в верхнем обтекателе 3 стреловидные концевые части 4 с элеронами 5, смонтировано над фюзеляжем 1 по бокам стреловидного киля 6 с рулями направления 7 на стреловидных наплывах 8 с рулями высоты 9. Переднее разрезное крыло 10-11, имеющее первое крыло «обратного сужения» 10 и второе цельно-поворотное крыло 11 (см. фиг. 1б), смонтировано позади и ниже первого крыла «обратного сужения» 10, концевые части 4 КОС 2 в продолжение последнего вынесены за ромбовидную в плане конфигурацию КЗК. Переднее разрезное крыло 10-11 имеет на законцовках нижние обтекатели 12, расположенные под верхними обтекателями 3 КОС 2, выполненные с последними каплевидной формы. Каждая пара обтекателей 3 и 12 связаны между собой неподвижной опорой 13, установленной соосно внутри вала 14 соответствующего несущего винта левого 15 и правого 16, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора (на фиг.1 не показана). Два меньших винта левый 17 и правый 18, выполненных флюгерно-реверсивными, установлены на соответствующих цельно-поворотных консолях V-образного ПГО 19. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей МСКВ его несущие левый 15 и правый 16 винты задней группы, а также меньшие левый 17 и правый 18 передней группы несущих винтов работают на режиме авторотации и разгружают крылья 2 и 10-11, а во время горизонтального полета и отказа его двух двигателей - лопасти тяговых меньших 17-18 винтов флюгируются для предотвращения авторотации. При этом секции второго цельно-поворотного крыла 11 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге несущих винтов 15-16 - 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 17-18 и задней 15-16, так и левой 17-15 и правой 18-16 группе винтов. На вертолетных режимах полета парирование реактивного момента, образуемого от несущих винтов различного диаметра, обеспечивается при противоположном направлении вращения, например, при виде с верху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым 16 и левым 15 задними большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например, при виде с верху по часовой стрелки и против соответственно как между правым 16 задним большим и левым 17 передним меньшим винтами, так и между левым 15 задним большим и правым 18 передним 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 ПГО 19, включая и ускоренного. Обтекатели 3 КОС 2 имеют с автоматически раскрываемыми створками левый и правый контейнеры, в которых размещены соответствующие многокупольные ПСС с вытяжными парашютами, стропы основных из которых закреплены на верхних частях соответствующих полых опор 13 (на фиг. 1 не показаны).The multipurpose MSCV shown in FIG. 1 and made in the form of a highly located biplane and according to the concept of RTRV-X2 + 2, contains a fuselage 1 and a large elongation of two wings in a diamond-shaped KZK system in plan, the rear of which KOS 2 is a type of reverse “gull”, having 3 arrow-shaped end parts in the upper fairing 4 with ailerons 5, mounted above the fuselage 1 on the sides of the arrow-shaped keel 6 with rudders 7 on the arrow-shaped influx 8 with elevators 9. The front split wing 10-11, having the first wing “reverse narrowing" 10 and the second one-piece wing 11 see Fig. 1b), mounted behind below the first wing "reverse constriction" 10, the end portions 4 CBS 2 in continuation of the last handed rhomboid in plan configuration KPC. The front split wing 10-11 has at the tips of the lower fairings 12 located under the upper fairings 3 CBS 2, made with the last teardrop-shaped. Each pair of fairings 3 and 12 are interconnected by a fixed support 13, mounted coaxially inside the shaft 14 of the corresponding rotor of the left 15 and right 16, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the cantilever gearbox (not shown in Fig. 1). Two smaller screws, left 17 and right 18, made with weather vane reversing screws, are installed on the corresponding one-piece swivel consoles of the V-shaped PGO 19. During emergency landing during GDP in the event of a failure of the MSCW engines, its main rotors are the left 15 and right 16 screws of the rear group, as well as the smaller left 17 and right 18 of the front group of rotors operate in autorotation mode and unload wings 2 and 10-11, and during horizontal flight and the failure of its two engines, the traction blades of smaller 17-18 propellers fly out to prevent autorotation and. In this case, the sections of the second integral-rotary wing 11 are automatically deflected by an angle of 40 °, and when performing vertical take-off / landing and hovering to reduce losses in their vertical thrust of rotors 15-16 - 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 17-18 and rear 15-16, and the left 17-15 and the right 18-16 group of screws. In helicopter flight modes, the reaction torque, generated from rotors of various diameters, is parried with the opposite direction of rotation, for example, when viewed from the top both clockwise and counterclockwise, respectively, between the right 16 and left 15 rear large screws, but also in the same direction of rotation between diagonally located screws, for example, when viewed from the top clockwise and counterclockwise, respectively, both between the right 16 rear large and left 17 front smaller screws, and between the left 15 behind These large and right front lower screws 18 (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 KVP technology, taking into account the corresponding deviation of the rotary consoles of the V-shaped PGO 19, including accelerated one. Cowl fairings 3 KOS 2 have left and right containers with automatically opening shutters, in which the corresponding multi-domed MSS with exhaust parachutes are placed, the main slings of which are fixed on the upper parts of the corresponding hollow supports 13 (not shown in Fig. 1).

Комбинированная СУ, например, турбовинтовая имеет две мотогондолы 20, смонтированные в передней части фюзеляжа 1 и снабженные, например, ГТД, выполненными для отбора их взлетной их мощности с задним 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 ПГО 19 с передними меньшими винтами 17-18 в консольных гондолах 21 и вращение больших задних 15-16 несущих винтов во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки и, тем самым, повышается безопасность выполнения полетов. Передача взлетной мощности от двух ГТД к передней 17-18 и задней 15-16 группе 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 поперечными валами меньших винтов 17-18 (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное убирающееся шасси, главные боковые опоры с колесами 22 убираются в боковые обтекатели 23 фюзеляжа 1, вспомогательная передняя опора с колесами 24 - в нишу фюзеляжа 1.A combined control system, for example, a turboprop, has two engine nacelles 20 mounted in front of the fuselage 1 and equipped with, for example, a gas turbine engine designed to select their take-off power with a rear shaft output. 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). Excessive thrust-to-weight ratio of two gas turbine engines, ensuring continued flight with one engine running and any intermediate position of the V-shaped PGO 19 rotary consoles with front smaller screws 17-18 in console gondolas 21 and rotation of the large rear 15-16 rotors during transition mode, which creates the possibility of a flight or emergency landing, and thereby increases the safety of flights. The transfer of takeoff power from two gas turbine engines to the front 17-18 and rear 15-16 group of rotors 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 transverse shafts smaller screws 17-18 (not shown in FIG. 1). The tricycle retractable landing gear, the main side bearings with wheels 22 are retracted into the side cowls 23 of the fuselage 1, the auxiliary front support with wheels 24 is in the niche of the fuselage 1.

Управление турбовинтовым МСКВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага передней 17-18 и задней 15-16 группы несущих винтов и отклонением рулевых поверхностей: элеронов 5, рулей высоты 9 и направления 7 и поворотных консолей V-образного ПГО 19, работающих в зоне активного обдува винтов 17-18. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2 и 10-11 в системе КЗК и авторотирующими большими несущими винтами 15-16, вращающимися между крыльев 2 и 10-11 биплана как бы в щелевых каналах (см. фиг. 1а), горизонтальная тяга - меньшими винтами 17-18, на режиме висения только несущими винтами 17-18 и 15-16, на режиме перехода - крыльями 2 и 10-11 с несущими винтами 17-18 и 15-16. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) в нижнем разрезном крыле 10-11 предкрылок 25 его первого крыла 10 и само второе крыло 11 в системе КЗК отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов меньших винтов 17-19 от горизонтального положения, которые поворачиваясь вверх, устанавливают ось их вращения с наклоном наружу от плоскости симметрии (см. фиг. 1а). После установки поворотных меньших винтов 17-18 в данное положение и создания подъемной тяги с задними большими 15-16 несущими винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При этом несущие винты большие 15-16 и передние меньшие флюгерно-реверсивные винты 17-18 имеют взаимно противоположное их вращение между соответствующими винтами (см. фиг. 1б). Поворотные консоли V-образного ПГО 19 с меньшими винтами 17-18 отклоняется 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 МСКВ при взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным его весом.The control of the turboprop MSCW is provided by the general and differential variation of the pitch of the front 17-18 and rear 15-16 group of rotors and the deviation of the steering surfaces: ailerons 5, elevators 9 and directions 7 and the rotary consoles of the V-shaped PGO 19 working in the area of active blowing of screws 17-18. During cruise flight, the lifting force is created by wings 2 and 10-11 in the KZK system and autorotating large rotors 15-16, rotating between the wings 2 and 10-11 of the biplane, as it were in slotted channels (see Fig. 1 a ), horizontal thrust - smaller screws 17-18, in hovering mode only with rotors 17-18 and 15-16, in transition mode - with wings 2 and 10-11 with rotors 17-18 and 15-16. When switching to vertical take-off and landing (hovering) in the lower split wing 10-11, the slat 25 of its first wing 10 and the second wing 11 in the KPC system deviate to their maximum angles simultaneously from the turns of the smaller screws 17-19 from the horizontal position, which are rotated up, set the axis of their rotation with an inclination outward from the plane of symmetry (see Fig. 1 a ). After installing the rotary smaller screws 17-18 in this position and creating a lifting thrust with the rear large 15-16 rotors, helicopter flight modes are provided. In this case, the rotors are large 15-16 and the front smaller vane-reversing screws 17-18 have a mutually opposite rotation between the respective screws (see Fig. 1b). The rotary consoles of the V-shaped PGO 19 with smaller propellers 17-18 deviate from the horizontal upward position by an angle of + 90 ° and an angle of + 45 °, respectively, when the technology of GDP and KVP is performed on helicopter and rotorcraft flight modes of MSCW during take-off and landing modes in reloading variant with its maximum take-off weight.

При висении на вертолетных режимах полета продольное управление МСКВ осуществляется изменением шага несущих винтов задних больших 15-16 и передних меньших 17-18, путевое управление - соответствующим дифференциальным отклонением поворотных консолей V-образного ПГО 19 с меньшими винтами 17-18. Поперечное управление обеспечивается несущими винтами левой 17-15 и правой 18-16 группы, осуществляющими поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия в передней 17-18 и задней 15-16, но и в левой 17-15 и правой 18-16 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 ПГО 19 с меньшими винтами 17-18 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг. 1a). После чего убирается предкрылок 25 и поворачивается крыло 11 разрезного крыла 10-11 и затем производится горизонтальный скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 7 киля 6. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 9 и элеронов 5 заднего КОС 2 соответственно. На крейсерских режимах скоростного полета МСКВ при создании горизонтальной маршевой тяги его меньшие винты 17-18 и задние большие несущие 13-14 имеют взаимно противоположное их вращения в каждой передней и задней группе винтов и, тем самым, увеличивают КПД винтов, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыльев 2 и 10-11 в системе КЗК и весьма повышают эффективность движительной системы 17-18 и несущей группы больших винтов 15-16.When hovering in helicopter flight modes, the MSCW longitudinal control is carried out by changing the pitch of the main rotors of the rear large 15-16 and front smaller 17-18, directional control - by the corresponding differential deviation of the rotary consoles of the V-shaped PGO 19 with smaller screws 17-18. The transverse control is provided by the rotors of the left 17-15 and right 18-16 groups, performing transverse balancing while changing the pitch of the screws of these groups. The absence of overlap when hanging in the front 17-18 and rear 15-16, but also in the left 17-15 and right 18-16 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 consoles of the V-shaped PGO 19 with the smaller screws 17-18 are synchronously installed in a horizontal position (see Fig. 1 a ). Then the slat 25 is removed and the wing 11 of the split wing 10-11 is rotated and then a horizontal high-speed flight is performed, in which the directional control is provided by the rudder 7 of the keel 6. The longitudinal and lateral control is carried out by the in-phase and differential deflection of the elevators 9 and ailerons 5 of the rear CBS 2 respectively. In cruising modes of high-speed flight MSCW when creating horizontal marching thrust, its smaller propellers 17-18 and the rear large carriers 13-14 have mutually opposite rotations in each front and rear group of screws and, thereby, increase the efficiency of the screws, eliminate the gyroscopic effect and provide smoother flow around wings 2 and 10-11 in the KPC system and greatly increase the efficiency of the propulsion system 17-18 and the main group of large propellers 15-16.

Таким образом, многоцелевой МСКВ, имеющий схему РТРВ-Х2+2, два больших несущих винта из которой смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов верхнего и нижнего обтекателей системы КЗК соответственно заднего крыла обратной стреловидности типа обратная "чайка" и переднего стреловидного разрезного крыла, и два меньших винта с изменяемым вектором тяги из нее - на цельно-поворотных консолях V-образного ПГО, представляет собой гибридный скоростной винтокрыл. Передние меньшие флюгерно-реверсивные винты, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Переднее стреловидное разрезное крыло, уменьшая длину валов в 1,21 раза меньше, чем с прямым крылом и задним размещением СУ, находится ниже заднего КОС типа обратная «чайка» и оба в системе КЗК, создавая большую подъемную силу, разгружают несущие винты, что и позволяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП.Thus, the multipurpose MSCW, with the RTRV-X2 + 2 circuit, two large rotors of which are mounted on vertical supports installed between the upper and lower fairing housings of the KZK system, respectively, of the rear wing of the reverse sweep of the reverse "seagull" type and the front arrow-shaped split wing, and two smaller propellers with a variable thrust vector from it - on the whole-swivel consoles of the V-shaped PGO, is a hybrid high-speed rotorcraft. The front smaller vane-reversing propellers, creating vertical and corresponding deflection horizontal traction, provide the necessary control moments and reduce the distance when landing with mileage. The front swept split wing, decreasing the length of the shafts by 1.21 times less than with the direct wing and the rear placement of the SU, is located below the rear CBS of the reverse "gull" type and both in the KZK system, creating a large lifting force, unload the rotors, which It allows, along with high thrust-weight ratio of SU, the ability to easily implement the technology of GDP and KVP.

Однако, нет никаких сомнений в том, что на пути освоения таких МСКВ, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции больших несущих и меньших тяговых винтов, расположенных по концепции РТРВ-Х2+2, а также возможности обеспечения устойчивости, управляемости и маневренности МСКВ исполнения РТРВ-Х2+2 и, особенно, на режимах ВВП и при совместной работе больших несущих винтов и меньших винтовентиляторов (см. табл. 1). Несомненно, с течением времени широкое использование комбинированных СУ позволит добиться снижения расхода топлива почти на треть, что немаловажно, особенно, для коммерческих МСКВ. Пригородное базирование турбовинто-вентиляторных МСКВ, обеспечивающих короткий их взлет и вертикальную посадку как на неподготовленную, так и площадку на буровой платформе, позволит улучшить логистику грузопассажирских перевозок в регионах Арктики и Сибири.However, there is no doubt that many difficulties and problems still have to be overcome on the way to mastering such MSCWs using the above advantages. This primarily relates to solving the problems of aerodynamic interference of large rotors and smaller traction propellers located according to the RTRV-X2 + 2 concept, as well as the possibility of ensuring the stability, controllability and maneuverability of the MCRW of the RTRV-X2 + 2 design and, especially, in the GDP and during joint operation of large rotors and smaller fan fans (see table. 1). Undoubtedly, over time, the widespread use of combined control systems will reduce fuel consumption by almost a third, which is important, especially for commercial MCVs. The suburban base of turboprop-fan MSCWs, providing their short take-off and vertical landing both on the unprepared and on the platform on the drilling platform, will improve the logistics of freight and passenger transportation in the regions of the Arctic and Siberia.

Claims

1. A multi-rotor high-speed combined rotorcraft with propulsion and propulsion systems at the wing ends with engines connected by synchronizing shafts laid in the wing and driving propellers and rotors located respectively in front of the engine nacelles and above the wing pylons, has a fuselage with tail unit and direct stabilizer and a three-leg retractable retractable wheeled chassis with a nose support, characterized in that it is made according to the concept of spaced traction of different-sized screws (P TRV) and is equipped with a multi-rotor system according to the RTRV-X2 + 2 scheme, which has two smaller ones with a variable thrust vector installed on solid-rotary consoles of the V-shaped front horizontal tail (PGO), and two large rotors of it, mounted in such a way that the planes of rotation of their blades are located between the biplane wings of different wingspan, forming their left and right trapezoidal slotted channel in the inner sections when viewed from the front, each mounted on the output shafts of the console gearboxes, each of which, located in the teardrop-shaped lower fairing at the tip of the swept front wing, is provided with a hollow fixed support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the lower rotor cantilever gearbox lower body and the upper one is centered relative to its shaft using bearing assembly in such a way that the upper part of the bearing protruding from the shaft is fixed in the teardrop-shaped upper cowl of the rear wing of the reverse sweep (CBS), forming would be a highly located biplane with wings of a closed structure (CLC), having a diamond-shaped configuration with end arrow-shaped parts of the rear CBS, equipped with ailerons and giving the CBS an M-shaped configuration in plan, and equipped with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter of a four-screw carrier circuit into a flight configuration of a twin-screw winged gyroplane or rotorcraft with a twin-screw propulsion system that creates marching thrusts for high-speed horizontal flight with the provision of a 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 15% more than the normal take-off weight with two rear large rotors in the mode of 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 84% or 96% of its take-off power, which are transmitted accordingly almost completely on the front smaller screws or 7/8 of its power on the last two and 1/8 on the two back large rotors, but also vice versa, while the rear CBS of large elongation, providing direct control of the lifting force and having an area of 45 % of the total area of the biplane, located above the fuselage and connected by root chords on the sides of the vertical keel by arrow-shaped influxes, which form a diamond-shaped configuration in plan with the leading edge of the rear CBS having elevators, -shaped in plan the reverse wing type "gull" larger span having both

times, respectively, more and less of their end chords, and the possibility of deflecting its entire rotary sections by angles of 20 °, 40 ° and 75 °, but also transforming the front wing with a maximum deflection, as it were, into a split wing with consoles of "reverse narrowing", creating in the zone of maximum inductive airflow velocities from the corresponding main rotors the possibility of increasing the lift coefficient of the front wing and its bearing capacity, especially when the rotors are blown around its consoles, but also reduce losses by 12% the lifting force from the blowing of its consoles and preventing the backflow of air flow, and each of the whole-rotary consoles of the V-shaped PGO, having separate nodes for their rotation, makes it possible in the vertical longitudinal plane of their synchronous deviation with smaller screws, has a range exceeding the radius of the smaller propellers and providing modes of vertical take-off / landing and hovering both reducing loss of traction of the latter, and rotation without mutual influence and their overlap with large rotors accordingly, when they create vertical and horizontal or inclined thrust at the appropriate flight modes or when performing the airborne technology when they are in-phase deflected upwards by an angle of + 45 °, or their in-phase and differential deviations from a horizontal position are up / down by an angle of + 12 ° / -12 ° and an angle of ± 12 ° 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 an angle of ± 12 ° and an angle of + 12 ° / -12 ° in the hovering modes, respectively, for directional control and in the direction of flight of the corresponding translational forward / backward movement, which makes it possible to hang in the air without moving respectively in the headwind / tailwind with simultaneous automatic ensuring stabilization both in terms of pitch and roll angular velocity and damping of changes in flight altitude, moreover, in order to reduce noise and vibration of the structure from all rotors that create air flows that are not mutually act between each other 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 rear large screws, but also in the same direction of rotation between diagonally located screws, for example, when viewed from above, clockwise the arrow and against, respectively, both between the right rear large and left front smaller screws, and between the left rear large and right front smaller screws, which eliminates the gyroscopic effect and creates a smoother air flow from the corresponding screws of the first swept and second CBS, respectively at the same time, in order to increase safety and reduce aerodynamic interference of rotors and smaller screws, the last of which are removed from the passenger compartment and mounted on on the salts of the V-shaped PGO in such a way that when creating smaller horizontal thrust screws, the line of action of propulsive force coincides with the plane of rotation of the left and right rotors, which are rotated in a plan view in which their advancing blades would pass over the corresponding side of the fuselage, and if the creation of a lifting and control force by them when the GDP is fulfilled and their high location on the V-shaped PGO consoles, the axis of rotation of each smaller screw is parallel to the PGO chord and is directed away from the sym three outward, which improves maneuverability, longitudinal and track handling, while the transmission system includes, along with a synchronizing multi-level gearbox, which has two lower reverse V-shaped in the direction of flight in terms of output shaft for transmitting torque, for example, from gas turbine engines ) to the rear group of large rotors, equipped at the lower level with a third output longitudinal elongated shaft connected to the front V-shaped in the transverse plane of the intermediate gear, transmitting the pope the river shafts of the transmission torque to the front group of smaller screws, made with the possibility of a smooth redistribution of power during the transition from vertical take-off or hovering in high-speed horizontal flight mode from large rotors to the front smaller rotors, but also reduce by 16% take-off power from any of the workers engines, which is equally supplied to smaller screws, and is equipped with two middle input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine, designed to select their take-off power with the rear with a shaft output, 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 either one in the event of its failure or both gas turbine engines when they fail, a control signal for automatically changing the flight configuration to winged gyroplane or helicopter for emergency landing, respectively, with two autorotating or loaded rotors, while the deviation of the slat and flap on the front wing is performed automatically on the minimum or maximum angle and varies, respectively, from speed, flight altitude or in the emergency landing mode with autorotating rotors with the vane position of the smaller screws with simultaneous automatic accelerated downward deflection of both the corresponding slats and flaps, and in-phase downward deflection of the rear wing elevators, and for to increase safety, the left and right upper fairings of the rear wing, each of which has containers with exhaust and main in the upper automatically disclosed parts with parachutes, the slings of the latter are fixed on the corresponding locks to the upper part of the hollow support of the corresponding cantilever gearbox, which provides, while protecting from shock load together with energy-absorbing seats for both passengers and pilots, and struts of the wheeled chassis, an allowable decrease in the speed of reduction to 7 m / s , but also softens for emergency landing, landing on the left and right parachute rescue systems (PSS) and, especially, with autorotating large rotors placed under the corresponding multi-dome PSS and under the consoles of the rear wing, which enhances the safe use of rescue equipment by parachute without touching their slings with rotor blades.

2. Multi-rotor high-speed combined rotorcraft according to claim 1, characterized in that in order to simplify the design of the transmission and reduce the mass of the combined power plant, the front smaller propellers of which are made in the form of external rotary fans paired with opposite rotation and driven by gas-dynamic drives from each of the gas turbine engines, each air compression ratio (π _k ) of at least 15.0 under static conditions in their high pressure compressors; but also a system for gas selection and delivery of its flow to the fan fan drive, each of which includes a turbine with a fan fan drive shaft, an additional combustion chamber with a fuel consumption regulator and a fuse, a central body, a gas supply channel to the fan fan turbine, a gas exhaust channel and a fuel pipe, which during vertical take-off / landing and hovering, it is used to supply fuel to the additional combustion chambers of each fan, then after switching to a translational horizontal flight, the top drive system livas overlap with a simultaneous increase in the gas supply to the turbine of each fan from one of the working gas turbine engines disconnected from the transmission system of the rotor drive and, therefore, with this throttling method, the proportion of gas taken from the working gas turbine to the drive of the fan fans as the power take-off from the take-off decreases its power increases and at large values of a given gas take-off to maintain a given value of propulsion fans march thrust as the throttle operation mode of this gas turbine engine is also increases.