RU2627965C1 - High-speed amphibious rotorcraft - Google Patents
High-speed amphibious rotorcraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2627965C1 RU2627965C1 RU2016126044A RU2016126044A RU2627965C1 RU 2627965 C1 RU2627965 C1 RU 2627965C1 RU 2016126044 A RU2016126044 A RU 2016126044A RU 2016126044 A RU2016126044 A RU 2016126044A RU 2627965 C1 RU2627965 C1 RU 2627965C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- main
- wing
- blades
- rotors
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C35/00—Flying-boats; Seaplanes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных винтокрылов-амфибий, снабженных куполо- и чашеобразным соосными винтами с движительно-рулевой системой по схеме Х2+2, включающей тяговые винты в двух задних кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на втором высокорасположенном крыле схемы «тандем», создающих наклонную и маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП).The invention relates to the field of aviation technology and relates to the creation of high-speed amphibian rotorcraft equipped with dome-shaped and cup-shaped coaxial screws with a propulsion-steering system according to the X2 + 2 scheme, including traction screws in two rear annular channels with a controlled thrust vector located on the second highly located wing “tandem” schemes creating inclined and marching thrust when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP).
Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высокорасположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет два двигателя, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента, вертикальное двухкилевое оперение, установленное на концах стабилизатора, и трехопорное убирающееся колесное шасси.Known high-speed hybrid helicopter "Eurocopter X3" (EU), made by X3 technology with a tiered arrangement at the ends of a high wing of a twin-screw propulsion-steering system and above it the main rotor, has two engines that transmit torque through the main gearbox and connecting shafts to the main rotor and pulling screws that create, when hovering, and course control with torque compensation, a vertical two-fin tail mounted at the ends of the stabilizer, and a three-leg retractable retractable wheel chassis.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с, более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС 155 и рядом узлов от ЕС 175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 435 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρN=2,1, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС 155 на 30%.Signs of coincidence are the presence of a high wing, two-tail plumage and two Turbomeca RTM322 turboshaft engines with a power of 2720 hp each, a more complex gearbox and transmission of shafts with a total length of 10.82 m, transmitting power to the main and front pulling screws. The rotor with a swash plate with control of the general and cyclic changes in its pitch is designed to create lift, and translational motion in high-speed flight is provided by pulling screws, which also prevent the helicopter from rotating in hovering mode while compensating for the reactive moment that occurs when the rotor rotates. Rotation of the main and front two screws is synchronizing. The Eurocopter X3 high-speed hybrid helicopter, made on the platform of the EU 155 model helicopter and a number of nodes from the EU 175, is equipped with a wing, which, having a large negative transverse V, reduces the load on the main rotor and provides up to 80% of the total lifting force during horizontal flight and allows you to fly 50% faster and higher than modern classic helicopters, reach speeds of up to 435 km / h, range of up to 1248 km and have a practical ceiling of 7600 m for 16 people with a fuel efficiency of 80.67 g / pass⋅km (s taking into account the fuel reserve for eniya half-hour flight). The specific load on the power of the power plant, which allows using 70% of its power and ρ N = 2.1, has a target load of 1600 kg and increase the take-off weight of the helicopter of the EU 155 model by 30%.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - 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 крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. 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, особенно, при управлении по курсу.Reasons that impede the task: the first is that a single-rotor helicopter with front rotors at the ends of the wing consoles, used both as tail rotors and in cruising flight modes as twin-propellers, has increased aerodynamic drag, which is difficult reduction scheme with independent rotation of the three screws, but also low weight return and radius of action. The second one is that in a helicopter of a single-rotor main circuit there are unproductive expenditures of the power required to parry the reactive moment from the main rotor with the pulling screws making up 12-16% of the power required for the rotation of the main rotor, as well as the need for the wing transmission units of the main rotors having almost ≈38% less traction in comparison with coaxial capted screws and creating a danger to ground personnel. The third is that the weight of the front propellers, together with the wing and transmission units, is up to 15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The fourth one is that the wing and tail unit do not have mechanization and control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the loaded rotor with a swash plate for roll and pitch control and, when autorotating the latter, does not allow using it for longitudinal-transverse control. The fifth one is that the location of the two pulling screws under the rotor creates harmful resistance, leading to their different traction, but also to a significant increase in noise due to the interaction of the pulling screws and the rotor. In addition, in such a design, the appearance of self-excited vibrations, high alternating stresses and vibrations, as well as other types of dynamic instability of the structure, including one of the most dangerous ones, is the air resonance of the rotor and, especially, non-capotated pulling screws. The sixth 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 from them 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 channel, especially because of the location of this section just above the wing. The seventh is that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch greatly complicates the design, and the constant vibrations that occur during the operation of its swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. All this limits, with 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, especially when driving on course.
Известен скоростной вертолет "Sikorsky Х2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими винтами, имеет турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным оперением и стабилизатором, имеющим на концах киль-шайбы, трехопорное убирающееся колесное шасси.Known high-speed helicopter "Sikorsky X2" company Sikorsky (USA), made according to the twin-screw scheme with coaxial rotors, has a turboshaft engine that transmits torque through the main gearbox and transmission shaft system to the coaxial and rear thrust propellers, the last of which is installed at the end tail boom for vertical plumage and stabilizer having at the ends of the keel washer, three-support retractable wheeled chassis.
Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1360 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим винтам диаметром 8,05 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 1,66 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 3300 кг. Скоростной вертолет "Sikorsky Х2", имея крейсерскую скорость полета до 463 км/ч, дальность полета до 1300 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 5…6 человек.Signs of coincidence are the presence of a two-tail plumage, a turboprop engine of the LHTEC T800 model with a capacity of 1360 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to four-blade coaxial rotors with a diameter of 8.05 m and a six-blade pushing screw with a diameter of 1.66 m, which ensure both GDP performance or hovering, and its progressive horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial rotors is synchronizing and oppositely directed. Takeoff thrust-weight ratio of the power plant, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 1000 kg with a take-off weight of 3300 kg. High-speed helicopter "Sikorsky X2", having a cruising flight speed of up to 463 km / h, a range of up to 1300 km and a practical ceiling of 7200 m, can be used for transporting 5 ... 6 people.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что вес заднего винта вместе с двухкилевым оперением и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и осложняет из-за заднего расположения на конце хвостовой балки толкающего не закапотированного винта выполнение технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propeller of a twin-screw coaxial scheme and with a rear thrust propeller, used only in cruising flight modes, which increases the parasitic mass when performing GDP and reduces the weight return and radius of action. The second one is that the weight of the rear rotor, together with the twin-tail plumage and the rear rotor transmission units, amounts to 12-15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of the lower one significantly complicates their design, and the constant vibrations arising from the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, complicates the reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of basing. The fifth is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the flight range, indicators of transport and fuel efficiency, but also complicates the implementation of KVP technology due to the rear location at the end of the tail boom of the pushing non-capotated screw.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR7FVL компании «AVX Aircraft Сотрапу» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха и убирающееся колесное шасси с носовой опорой.Closest to the proposed invention is a high-speed helicopter model "AVX" according to the program JMR7FVL of the company "AVX Aircraft Sotrapu" (USA), which has a twin-screw coaxial circuit with main rotors and a power unit (SU) with engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts on the main rotors and on the propulsive rotors in the annular ducts mounted on the second wing of the highly arranged tandem circuit with wings of equal proportions and a retractable wheeled chassis with a nose support.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ четырехлопастным соосным несущим винтам и пропульсивным винтам в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 16 человек.Signs that coincide - the presence of a highly located tandem scheme with wings of equal proportions, two turboshaft control motors, a main gearbox and transmission shafts transmitting the control power to four-bladed coaxial rotors and propulsion screws in the annular ducts mounted on the second wing, ensuring both GDP or hovering, and its progressive horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial rotors is synchronized and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 5900 kg with a take-off weight of 12000 kg. High-speed helicopter "AVX", having a cruising flight speed of up to 430 km / h, a flight range of up to 1400 km and a practical ceiling of 7200 m, can be used for transporting 16 people.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и пропульсивными винтами в задних кольцевых каналах, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов до 10% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением прямолинейных лопастей (без поперечного их V) имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и осложняет из-за верхнего расположения тандемных крыльев и отсутствии поплавков возможность морского его базирования.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and propulsive propellers in the rear annular channels, used only on cruising flight modes, which increases the parasitic mass when fulfilling GDP and reduces the weight return and radius of action. The second is that the lack of vertical tail creates an insufficient reserve of track stability, especially at horizontal flight speeds of more than 180 km / h, which leads to an increase in yaw, known as the “Dutch step”, which tends to increase with an increase in take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of each of them greatly complicates their design, and the constant vibrations that occur during the operation of their swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height (providing a spacing between the blades of the lower and upper screws to 10% of their diameter), which limits the possibility of basing. The fifth one is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid fastening of rectilinear blades (without their transverse V), there is an adverse mutual influence (inductive loss) of coaxial rotors with skew automatic machines, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the flight range, fuel efficiency indicators, but also complicates the possibility of its sea basing due to the upper arrangement of tandem wings and the absence of floats.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете модели "AVX" уменьшения на 10% высоты главного редуктора вертолета, повышения безопасности полетов и обслуживания, уменьшения потребной мощности на управление по тангажу и крену при висении, повышения скорости и дальности полета, а также показателей топливной эффективности, но и возможность повышения продольно-поперечной остойчивости при морском базировании.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known high-speed helicopter model "AVX" to reduce by 10% the height of the main gearbox of the helicopter, improve flight safety and maintenance, reduce the required power for control of pitch and roll when hanging, increase speed and range, as well as indicators fuel efficiency, but also the possibility of increasing longitudinal-transverse stability when sea-based.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета модели "AVX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в упомянутой соосной концепции с куполо- и чашеобразным несущими винтами (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующих лопастей, имеющих плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего крыла, а две основные двухколесные стойки - в задние ниши лодки, переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, и с положительным углом ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками, заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол, размещенных с внешних бортов кольцевых каналов, и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов, внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, каждая крыльевая гондола оснащена на ее конце вертикальным оперением, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесена за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого консольного кольцевого канала (ККК), как бы пилообразную совместную их заднюю кромку, каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над другим так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса αк=180°-2β1, град. (где: αк - угол, образующий конусную поверхность; β1= - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между с горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра), при этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходной вал главного редуктора на систему продольно-поперечных валов редукторов тяговых винтов, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned known high-speed helicopter model "AVX", the closest to it, is the fact that it is made by the technology of multi-mode aerodynamic control with a propulsion-steering system (DRS) in the said coaxial concept with a domed and cup-shaped bearing screws (KCHNV) according to the KCHNV-X2 + 2 scheme, including the lower and upper three-bladed main rotors made respectively with reverse and direct V-shaped over a convex profiled fairing with a pylon of the root zone of the respective blades having smoothly formed bends with horizontally located main sections of the blades, and two traction screws in the said annular channels with a controlled thrust vector placed on the inner sections of the rear wing and creating inclined and / or marching thrust, respectively, when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or high-speed horizontal flight, while the lower part of the fuselage to increase seaworthiness (up to 4 points) and ensure buoyancy in the form of a sealed boat having a keeled-shaped bottom and the main power element in the form of a box-shaped beam with its external contour in the form of a faceted shape when viewed from the front, made of composite materials and equipped with a central main fuel tank and cargo compartment for the main components and assemblies of the four-wheeled chassis, two unicycle supports from which are removed into the niches of the center wing of the front wing, and the two main two-wheel struts - into the rear niches of the boat, the front low-lying swept wing of men A larger span, made completely sealed, increasing longitudinal-transverse stability on water, and with a positive angle ψ = + 5 ° of transverse V, is equipped with flaps throughout its span, a larger rear wing, made with a negative angle of ψ = -12 ° of transverse V equipped with external downward deflectable sealed sections mounted on the outer sides of the wing nacelles placed from the outer sides of the annular channels and equipped with flappers and, at their tips, flow-around floats at their ends reducing lateral stability when they deviate to the water surface, giving the hind wing a U-shaped configuration as seen from the front, increasing directional stabilization during GDP and hovering, while reducing the loss of vertical rotors of the rotors, inner sections of the rear wing having gearboxes of traction screws in the nose of the wing the left and right transverse shafts associated with the corresponding output shafts of the aft T-shaped in terms of the gearbox, the input shaft of which is connected by the longitudinal rear shaft to the output Scrap of the main gearbox driven by the synchronizing shafts of the angle gears of the left and right gas turbine engines (GTE), made with the front output of the shaft for selection of their take-off power through the clutch and mounted on both sides of the pylon in a joint shaped fairing with the main gearbox, each wing nacelle equipped at its end with a vertical tail, having lower lower and upper larger keels with rudders, deflected outward from the plane of symmetry, and extended beyond the rear a flap of the rear trapezoidal wing, which forms with the trapezoidal aft part of the fuselage having, as it were, a bearing profile, and with the elevators trapezoidal in plan, mounted at the exit of each cantilever annular channel (CCC), like a sawtooth joint their rear edge, each of the dome - and a cup-shaped rotor, having both the possibility of its free rotation and the safe passage of the blades of one rotor over another so that its advancing blades pass above the fuselage from its stern nasal and, thus, when the GDP regime and freezing were fulfilled, they created both the exclusion of the conditions for the lapping of the blades and a harmonious combination of lateral and directional control, as well as the rigid fastening of the blades without changing its cyclic pitch, but also the possibility of changing its general pitch and its automatic installation blades in the position of their autorotation for emergency landing, made with saber-shaped blades fixed perpendicular to the conical side surface of the lower and upper streamlined sleeve in coagulant respectively forward and reverse V-imagery forming cone corresponding to the root zone of the rotor and formed in a corresponding truncated cone having a cone angle α = 180 ° -2β 1 deg. (where: α к is the angle forming the conical surface; β 1 = is the angle between the root zone of each blade of the corresponding rotor and the line perpendicular to the vertical axis of rotation, the corresponding value of each of them provides a spacing between the horizontal sections of the main blades of the lower blades and top screws of at least 6.25% of their diameter), while in the twin-screw DLS each KKK with a traction screw having both rigid fastening of the blades, and the ability to change its general pitch and install its blade to the vane position after stopping it and fixing it for emergency landing with autorotating rotors, but also the possibility of creating intensive blowing after preliminary common-mode and differential deviation of the developed KKK elevators, changing the longitudinal-transverse balancing when performing the GDP and hovering, installed at the exit from the bottom and on top by half the radius of the traction screws from the center of the KKK and having their ends bent to the center of the corresponding KKK, moreover, when the GDP and The smooth redistribution of power from two gas turbine engines is ensured by the main and cantilever gearboxes for the main rotors and DLS with traction screws in two KKKs, respectively 88% and 12% of their available take-off power, traction screws in two KKKs creating marching thrust for horizontal high-speed flight with a large twist of their saber-shaped blades, like a fan, and the ability to provide both the first lower and second average, or greater speed, respectively, after both a short take-off or vertical take-off the flight configuration of a rotorcraft or winged gyroplane in its reloading variant is 15% and 5% more than the normal take-off weight or with normal take-off weight with rotating rotors, respectively, in modes with loaded rotors and / or close to self-rotation when they create propulsive thrust together with marching thrust of two channel screws provided by working gas turbine engines, issuing 77% and 67% or 62% of their take-off power SU, 55% of which is redistributed through the output shaft of the main gearbox to the system it longitudinal-transverse shaft gearboxes traction screws, and the rest of the 77% and 67%, or 62% of the power is redistributed through the main gearbox, respectively, equal to the rotors, but also back.
Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовки оптимизированной для горизонтального полета на большой скорости, представляющей собой эффективное средство для уменьшения неблагоприятных последствий сжимаемости воздуха, в частности, появления скачков уплотнения при увеличении хорды за пределами некоторого поперечного сечения, располагающегося примерно в расширяющейся зоне на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенной в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44° и способствующим появлению интенсивных и устойчивых вихрей, которые отодвигают границу срыва потока, особенно, в том случае, когда данная лопасть движется в направлении, противоположном направлению поступательного полета при зависании, при этом с целью возможности как отодвинуть границы срыва потока, так и обеспечить выигрыш в мощности на больших скоростях горизонтального полета каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β1 образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с горизонтально расположенной законцовкой отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.In addition, in order to improve aerodynamic characteristics and to reduce the frontal drag of each rotor profile during high-speed horizontal flight, it is associated with a decrease in the chord at the end of each of its blades, which has the said saber shape in plan, with a pointed end towards the end of the animated tip optimized for horizontal flight at high speed, which is an effective tool to reduce the adverse effects of air compressibility, in particular, jumps in densities with an increase in the chord beyond a certain cross section located approximately in the expanding zone in the area from 5/12 to 5/6 of the total radius of each blade R and shifted in the forward direction so as to balance a certain backward shift of its animate tip having the end edge of the front edge with a sweep angle of χ = 44 ° and contributing to the appearance of intense and stable vortices that push the boundary of the stall, especially when this blade moves in the direction opposite to the direction of the translational flight during hovering, while in order to be able to push the boundaries of the flow stall and to ensure a gain in power at high speeds of horizontal flight, each blade in a certain zone at its end, located on a section between 5/6 R and the total radius of each blade R, i.e. the span of this blade, taking into account its sharpened animated tip, has an increased degree of some linear aerodynamic twist with some total amplitude, the value of which is in the range from -7 ° to -12 °, between the center of each rotor and the free animated tip of each blade, with the aim of the ability to reduce undesirable effects associated with air compressibility, the relative thickness of the profile of each blade is maintained at a level of 14 to 12% on that part of the blade where the chord has a relatively Olsha length, i.e. to an elementary cross section located at a level from approximately its root part to 5/12 of the full span of each blade, having on its full span profiles between an elementary cross section located in the area from 5/12 of the full span of each blade to the end of each blade , the relative thickness of which decreases as if in a linear manner, forming its twofold relative thinning to a level of from 7 to 6%, in particular, on the pointed section between the beginning and the end of the rivial tip of each blade, they having its deflected tip downward at an angle β 1, forming in the radial direction along the entire length of the full swing of the blade a truncated wedge-shaped view when viewed from the side with a horizontally positioned tip bent down along the bend line from the point of conjunction of the trailing edge in the backward direction against it rotation.
Кроме того, с целью улучшения появления интенсивных вихрей, отодвигающих границу срыва потока каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной форме в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β1.In addition, in order to improve the appearance of intense vortices, pushing the boundary of the flow stall, each said blade made, for example, of composite materials, with the simultaneous formation along the entire length of its full range of R sections into a series of even different-sized zones both on its upper and lower surfaces having from its beginning respectively from the first all odd, and from the second all even zones made with thickenings up to 0.5 mm, having in the corresponding zone both leading edges located in the middle of the center of pressure of the blade to its leading edge, and twice the length from the width of the bulges equal to b = 5/9 of the aerodynamic chord of the blade, but also the corresponding refinement to both its front and rear edges, respectively made in an arcuate and sawtooth shape in plan in the corresponding zone, and from a thickness of 0.5 mm of each thickening to the refinements of each of its trihedral lateral sides, made as if along the radii of the corresponding zone, each of which, starting from the end of the blade, has its even lower thickening, followed by an odd rhnim bead form like a sinusoidal configuration when viewed from the side along its full span R having its ending deflected downward by an angle 2β 1.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной винтокрыл-амфибию (СВКА), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с двухвинтовой ДРС в соосной концепции куполо- и чашеобразных несущих винтов (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующей лопасти, имеющей плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении ВВП и КВП или скоростного горизонтального полета. Нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов вооружения и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ниши. Переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, и с положительным углом ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками. Заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол кольцевых каналах, оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов. Внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором. Каждая крыльевая гондола кольцевого канала, снабженная на ее конце вертикальным опернием, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесенная за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого ККК, как бы пилообразную совместную их заднюю кромку. При этом каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над другим так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса αк=180°-2β1, град. (где: αк - угол, образующий конусную поверхность; β1= - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между с горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра). При этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с семилопастным тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК. При выполнении режима ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности. Тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходной вал главного редуктора на систему продольно-поперечных валов редукторов тяговых винтов ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно. При авторотации или на режимах близком к самовращению двух соосных несущих винтов срыв потока на их лопастях с жестким их креплением отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме горизонтального скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 460 или 445 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность и дальность полета СВКА исполнения КЧНВ-Х2+2, являющейся наиболее эффективной схемой перспективного плавающего винтокрылого аппарата при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с куполо- и чашеобразным несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками отогнутыми вниз, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, но и повысить безопасность и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете и, особенно, плавающего СВКА.Due to the presence of these features, it is possible to master the high-speed rotorcraft-amphibian (SVKA), which is made according to the multi-mode aerodynamic control technology with twin-screw DLS in the coaxial concept of domed and bowl-shaped rotors (KCHNV) according to the KCHNV-X2 + 2 scheme, including over a convex shaped profiled fairing with the pylon, the lower and upper three-blade rotors made respectively with a reverse and direct V-shaped root zone of the corresponding blade, having smoothly formed bends with horizontally located main sections of the blades, and two traction screws in the said annular channels with a controlled thrust vector located on the inner sections of the rear wing and creating inclined and / or marching thrust, respectively, when performing GDP and KVP or high-speed horizontal flight. The lower part of the fuselage to increase seaworthiness (up to 4 points) and ensure buoyancy is made in the form of a sealed boat having a keel-shaped bottom and the main power element in the form of a box-shaped beam with its external contour in the form of a faceted shape when viewed from the front, made of composite materials and equipped with the central main fuel tank and cargo compartment for the main weapon assemblies and units of the four-wheeled chassis, two one-wheel bearings from which are retracted into the front niches of the boat, and two main e wheeled racks - in the rear niche. The forward low-lying swept wing of a smaller scale, made completely sealed, increasing the longitudinal and transverse stability on water, and with a positive angle ψ = + 5 ° of the transverse V, is equipped with flaps throughout its entire span. The rear wing of a larger scale, made with a negative angle ψ = -12 ° of the transverse V, is equipped with external sealed sections deflecting downward, mounted on the outer sides of the wing nacelles of the annular channels, equipped with flappers along their entire span and, at the tips, with streamlined floats that increase their transverse stability deviation to the water surface, giving the rear wing a kind of U-shaped configuration when viewed from the front, increasing the path stabilization during GDP and freezing, and reducing When this loss in vertical thrust of the rotors. Inner sections of the rear wing, with left and right transverse shafts connected to the corresponding output shafts of the aft T-shaped gear in plan view of the rear wing up to the gearbox propeller gearboxes, the input shaft of which is connected by the longitudinal rear shaft to the output shaft of the main gearbox driven by angular synchronizing shafts gearboxes left and right GTE, made with the front output of the shaft for selection through clutch their take-off power and mounted on both sides of the pylon in a joint profiled m fairing with the main gearbox. Each wing nacelle of the annular channel, equipped with a vertical operium at its end, having lower lower and upper larger keels with rudders deflected outward from the plane of symmetry, and extended beyond the trailing edge of the trapezoidal wing, forming with the trapezoidal plan in the rear part of the fuselage, having as would have a bearing profile, and with elevators trapezoidal in plan, mounted at the output of each KKK, as if their sawtooth joint trailing edge. At the same time, each of the dome- and bowl-shaped rotor, having both the possibility of its free rotation and safe passage of the blades of one rotor over another so that its advancing blades pass over the fuselage from its stern to the bow and, thus, when the GDP regime is fulfilled and hangs created both the exclusion of the conditions of the lapping of the blades, and a harmonious combination of lateral and directional control, and the rigid fastening of the blades without changing its cyclic pitch, but also the possibility of changing its general aha and automatic installation of its blades in the position of their autorotation for emergency landing mode, made with saber-shaped blades fixed perpendicular to the conical side surface of the lower and upper streamlined screw bushings of the forward and reverse V-shaped, respectively, forming a cone of the root zone of the corresponding main rotor and made in the form of a corresponding truncated cone having a cone angle α k = 180 ° -2β 1 , deg. (where: α к is the angle forming the conical surface; β 1 = is the angle between the root zone of each blade of the corresponding rotor and the line perpendicular to the vertical axis of rotation, the corresponding value of each of them provides a spacing between the horizontal sections of the main blades of the lower blades and top screws at least 6.25% of their diameter). At the same time, in a twin-screw DLS, each KKK with a seven-blade traction screw having both rigid fastening of the blades and the ability to change its general pitch and set its blades to the vane position after stopping and fixing it for emergency landing with autorotating rotors, but also the opportunity creating intensive blowing after preliminary in-phase and differential deviation of the developed KKK elevators, changing the longitudinal-transverse balancing when the GDP mode and freezing are fulfilled, tanovlenii output below and above by an amount half the radius of the traction screws KKK center and having their ends bent towards the center of the corresponding SSC. When the GDP regime and freezing are fulfilled, the smooth redistribution of power from two gas turbine engines is provided by the main and cantilever gearboxes to the rotors and DLS with traction screws in two CCCs, respectively 88% and 12% of their available take-off power. Traction propellers in two KKK, creating marching thrust for horizontal high-speed flight, are made with a large twist of their saber-shaped blades, like a fan, and the ability to provide both the first lower and second average or higher speed, respectively, after both short take-off and vertical take-off in the flight configuration of a rotorcraft or a winged gyroplane in its reloading version it is 15% and 5% more than the normal take-off weight or with a normal take-off weight with rotating rotors respectively ranges with loaded rotors and / or close to their self-rotation when they create propulsive thrust together with the marching thrust of two channel screws provided by working gas turbine engines, issuing 77% and 67% or 62% of their take-off power, 55% of which is redistributed through the output shaft of the main gearbox to the system of longitudinally-transverse shafts of the gearboxes of the KKK traction screws, and the rest of 77% and 67% or 62% of the power is redistributed through the main gearbox equally to the main rotors, but also vice versa. During autorotation or in regimes close to the self-rotation of two coaxial rotors, the flow stall on their blades with their fastening is moved to higher flight speeds, which will allow, due to aerodynamic symmetry with respect to the center of mass, to eliminate the loss of lift due to stall from the retreating them blades on the horizontal high-speed flight mode and, as a result, achieve a flight speed of 460 or 445 km / h, respectively. All this will increase the rate of climb and range of the IACS of the KCHNV-X2 + 2 design, which is the most effective scheme for a promising floating rotorcraft when performing operations with vertical lifting of loads, since it has domed and cup-shaped rotors with blades with revitalizing tips bent down provides improved performance in hovering mode and a reduction in the mass of the structure, noise level, vibration, maintenance costs. In addition, this will increase the payload and weight return, but also increase safety and fuel efficiency during high-speed horizontal flight and, especially, floating SVKA.
Предлагаемое изобретение многоцелевого СВКА с куполо- и чашеобразным несущими винтами и ДРС в двух ККК с тяговыми винтами, обеспечивающими варианты его использования, иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.The present invention of a multi-purpose SVKA with a domed and bowl-shaped rotors and DLS in two KKK with traction screws, providing options for its use, are illustrated by the general views presented in FIG. one.
На фиг. 1 изображен СВКА исполнения КЧНВ-Х2+2 на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) в компоновке с передним и задним разновеликими крыльями, образующими схему «тандем» с тяговыми винтами ДРС в двух ККК заднего крыла и разгружающими соосные несущие винты при его использовании:In FIG. Figure 1 shows the ICS of the KCHNV-X2 + 2 version in general front and top views a) and b), respectively, in an arrangement with front and rear different-sized wings, forming a tandem scheme with DLS traction screws in two KKK rear wings and unloading coaxial main rotors at its use:
а) в полетной конфигурации плавающего вертолета соосной схемы с двухвинтовой ДРС в системе КЧНВ-Х2+2, включающей несущие нижний и верхней винты которой при виде спереди представляют собой куполо- и чашеобразный несущие винты с соответствующими их корневыми зонами лопастей, отклоненными вниз и вверх;a) in the flight configuration of a floating helicopter of a coaxial scheme with twin-screw DLS in the KCHNV-X2 + 2 system, including the lower and upper rotors of which, when viewed from the front, are dome-shaped and bowl-shaped rotors with their respective root zones of the blades deflected up and down;
б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крылья схемы «тандем» совместно с куполо- и чашеобразным несущими винтами, авторотирующими или вращающимися на режиме близком к их самовращению, и ДРС с двумя задними ККК, имеющими тяговые винты и рули высоты, создающие пропульсивную тягу и управляющие моменты.b) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a carrier and propulsion systems, including tandem wings together with a domed and cup-shaped rotor, autorotating or rotating at a mode close to their self-rotation, and a DLS with two rear KKK having traction screws and elevators creating propulsive traction and steering moments.
Многоцелевой СВКА, представленный на фиг.1, выполнен с двухвинтовой ДРС и по двухвинтовой соосной схеме КЧНВ-Х2+2, содержит фюзеляж-лодку 1 и умеренного удлинения низко- и высокорасположенное крылья схемы «тандем», включающей соответственно стреловидное переднее крыло 2 с закрылками 3 и трапециевидное заднее крыло 4, имеющее на внутренних секциях задние ККК 5 с трапециевидными рулями высоты нижним 6/ верхним 7 и отклоняемые вниз внешние секции 8 крыла 4, снабженные по всему их размаху флапперонами 9 и на их законцовках поплавками 10 (см. фиг. 1б). При этом внешние секции 8 заднего крыла 4 смонтированы по внешним бортам удобообтекаемых крыльевых гондол 11, снабженных на их концах двухкилевым оперением, имеющим нижние меньшие 12 и верхние большие 13 кили с рулями направления 14, отклоненные наружу от плоскости симметрии. Каждый задний ККК 5 имеет внутри на профилированных ребрах жесткости консольный редуктор (на фиг. 1 не показаны) с семилопастным тяговым винтом левым 15 и правым 16 и на выходе нижний 6 и верхний 7 развитые трапециевидные рулевые поверхности, изменяющие при синфазном и дифференциальном их отклонении соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленные снизу и сверху на величину половины радиуса тягового винта от центра ККК 5 и имеющие отогнутые их концы к центру ККК 5 (см. фиг. 1б). Несущая двухвинтовая соосная схема, размещенная на выпуклом обтекателе 17 несущего фюзеляжа 1 и вертикальных валах 18 пилона 19, отклоненных вперед по полету на угол α=5°, имеет несущие куполо- и чашеобразные трехлопастные винты соответственно нижний 20 и верхний 21, кормовые зоны лопастей которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности соответствующих чашеобразных втулок 22 и 23 под углом (β1 - это угол между корневой зоны каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения) равным β1=7,5°. Каждая саблевидная в плане их лопасть с оживальной законцовкой 24, отклоненной вниз на угол β1=7,5° и размещенной от соответствующей обтекаемой втулки 22 и 23 при виде спереди от горизонтально расположенной основной зоны лопасти нижнего 20 и верхнего 21 винта как бы дважды отогнутой соответственно вниз-вниз и вверх-вниз. Во время аварийной посадки на режиме авторотации двух соосных несущих винтов 20-21 для разгрузки крыльев схемы «тандем» их закрылки 3 и флап-пероны 9 автоматически отклоняются на углы 20° и 40° соответственно, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 47° и 75°. Главный редуктор в обтекателе 17 размещен по оси симметрии фюзеляжа 1 на пилоне 19, обеспечивающим при этом безопасное прохождение лопастей нижнего несущего 20 винта над левым и правым ККК 5 (см. фиг. 1а) и свободное вращение соосных 20-21 несущих винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Каждый ККК 5, увеличивающий несущую способность крыльев 2 и 4 схемы «тандем», позволяет с последними снизить нагрузку на соосные несущие винты 20-21, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них. На вертолетных режимах полета между несущими винтами, имеющими полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в соосной группе несущих винтов 20-21, (см. фиг. 1б). Имеется дублированная стабилизирующая система, обеспечивающая на режиме висения и на переходных режимах полета стабилизацию продольного и поперечного положения СВКА и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, но и демпфирования рыскания и изменения высоты его полета. Двухдвигательная СУ с турбовальными ГТД, расположенными в удобообтекаемых отсеках 27 надфюзеляжного обтекателя 17 по обе стороны от оси симметрии, смонтированы совместно с пилоном 19. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от трехлопастных несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущих винтов 20-21 имеют шумопонижающие оживальные законцовки 24, отогнутые вниз и противоположную сторону вращения винтов (см. фиг. 1б). Мощность от ГТД. выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, передается несущим 20-21 и тяговым левому 15 и правому 16 винтам в ККК 5, посредством соответственно главного редуктора и системы продольно-поперечных валов, связывающих соответствующие консольные редукторы тяговых винтов 15-16 (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, так и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета. В случае отказа двух ГТД, то возможна посадка СВКА в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации несущих винтов 20-21. Четырехопорное убирающееся колесное шасси, главные опоры с колесами 25 смонтированы в боковых задних отсеках фюзеляжа-лодки 1, вспомогательные опоры с колесами 26 - в передние отсеки центроплана крыла 2.The multi-purpose SVKA, shown in Fig. 1, is made with a twin-screw DLS and according to a double-screw coaxial scheme КЧНВ-Х2 + 2, contains a fuselage-
Управление многоцелевым СВКА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосных несущих 20-21 винтов, но и отклонением рулевых поверхностей: как при висении нижних и верхних рулей 6-7 тангажа и крена, обдуваемых тяговыми винтами 15-16 в ККК 5, изменяя их шаг, так и скоростном горизонтальном полете - флапперонов 9, рулей направления 14 и высоты 6-7, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается передним 2 и задним 4 крыльями схемы «тандем» и несущими 20-21 винтами, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно тяговыми винтами 15-16 в ККК 5 и несущими винтами сосной 20-21 группы, на режиме висения только двумя несущими 20-21 винтами, на режиме перехода - передним 2 и задним 4 крыльями с несущими 20-21 винтами. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 3 и флаппероны 9 крыльев 2 и 4 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие 20-21 винты. После создания необходимой подъемной тяги несущими 20-21 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета двухвинтовой соосной схемы реактивные моменты несущих винтов компенсируются полностью за счет взаимно противоположного их вращения между несущими 20-21 винтами (см. фиг. 1б). При висении на вертолетных режимах полета продольное управление СВКА осуществляется предварительным синфазным отклонением развитых рулей тангажа 6-7, с последующим их обдувом тяговыми винтами 15-16 в ККК 5. Путевое управление обеспечивается соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов несущих 20-21 винтов или тяги винтов 15-16 в ККК 5. Поперечное управление обеспечивается предварительным дифференциальным отклонением развитых рулей крена 6-7, с последующим их обдувом тяговыми винтами 15-16 в двух ККК 5.The multi-purpose IAS control is provided by the general and differential pitch change of coaxial bearing 20-21 screws, but also by the deviation of the steering surfaces: as when the lower and upper steering wheels 6-7 pitch and roll, blown by traction screws 15-16 in
После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются закрылки 3 и флаппероны 9 крыльев 2 и 4 и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих 20-21 винтов на тяговые винты 15-16 в дух ККК 5 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет СВКА в полетной конфигурации двухвинтового крылатого автожира с ДРС, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 14 двухкилевого оперения 13, имеющего подкрыльные кили 12. Продольное и поперечное управление СВКА при горизонтальном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 6-7 и флапперонов 9 крыла 4 соответственно. При этом исключение от продольного и поперечного управления СВКА и, особенно, поперечного его управления несущих 20-21 винтов не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на лопастях несущих винтов на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета до 460-445 км/ч. На крейсерских режимах скоростного полета при создании маршевой тяги задними тяговыми винтами 15-16 в ККК 5 и пропульсивной тяги его несущими 20-21 винтами соответственно ДРС и сосной их группой винтов имеют взаимно противоположное их вращения в ДРС и несущей группе 20-21 винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД этих тяговых винтов и несущих винтов, обеспечивают более плавное обтекание двухкилевого оперения и заднего крыла схемы «тандем» и весьма повышают эффективность движительной системы и несущей группы куполо- и чашеобразного соосных винтов.After vertical take-off and climb to switch to the cruising flight mode, the flaps 3 and
Таким образом, плавающий СВКА аэродинамической схемы «тандем» и исполнения КЧНВ-Х2+2 имеет два куполо- и чашеобразных соосных несущих винта, размещенных на пилоне надфюзеляжного обтекателя и двухвинтовую ДРС в задних ККК с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренней секции заднего крыла. Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка, имея низко- и высокорасположенные крылья с поплавками, повышает продольно-поперечную остойчивость при морском базировании, но и, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением. Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения СВКА, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и беспилотного СВКА-1,4, что позволит реализовать реально высокие технико-экономические результаты (см. табл.1).Thus, the floating tandem aerodynamic control system with the KCHNV-
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016126044A RU2627965C1 (en) | 2016-06-28 | 2016-06-28 | High-speed amphibious rotorcraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016126044A RU2627965C1 (en) | 2016-06-28 | 2016-06-28 | High-speed amphibious rotorcraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2627965C1 true RU2627965C1 (en) | 2017-08-14 |
Family
ID=59641881
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016126044A RU2627965C1 (en) | 2016-06-28 | 2016-06-28 | High-speed amphibious rotorcraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2627965C1 (en) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108100252A (en) * | 2018-01-19 | 2018-06-01 | 北京韩品航通科技发展有限公司 | A kind of three paddle culvert types vert bimodulus flight unmanned plane |
| RU2699513C1 (en) * | 2018-11-07 | 2019-09-05 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned jet-helicopter |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| RU2706880C1 (en) * | 2018-12-21 | 2019-11-21 | Эйрбас Хеликоптерс | Rotary-winged aircraft comprising horizontal tail empennage and two keels arranged on horizontal tail empennage |
| CN110550208A (en) * | 2019-10-15 | 2019-12-10 | 中国计量大学 | Blade opening and closing mechanism based on rotary flapping wing vertical take-off and landing power device |
| CN110576947A (en) * | 2018-06-10 | 2019-12-17 | 天津大学（青岛）海洋工程研究院有限公司 | Water take-off and landing device of airplane |
| RU2724006C1 (en) * | 2018-07-04 | 2020-06-18 | Др. Инг. Х.Ц.Ф. Порше Акциенгезелльшафт | Aircraft |
| US10875658B2 (en) | 2015-09-02 | 2020-12-29 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| US10988235B2 (en) | 2017-11-30 | 2021-04-27 | Airbus Helicopters | Hybrid type rotorcraft having a horizontal stabilizer and two fins arranged on the horizontal stabilizer |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1957277A (en) * | 1933-12-01 | 1934-05-01 | Joseph J Leray | Helicoplane and allied aircraft |
| RU2310583C2 (en) * | 2005-11-15 | 2007-11-20 | Д.С. Дуров | Amphibious convertible helicopter |
| RU2476352C2 (en) * | 2011-04-06 | 2013-02-27 | Юрий Владимирович Половников | "dolphin" search-and-rescue float sea helicopter |
-
2016
- 2016-06-28 RU RU2016126044A patent/RU2627965C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1957277A (en) * | 1933-12-01 | 1934-05-01 | Joseph J Leray | Helicoplane and allied aircraft |
| RU2310583C2 (en) * | 2005-11-15 | 2007-11-20 | Д.С. Дуров | Amphibious convertible helicopter |
| RU2476352C2 (en) * | 2011-04-06 | 2013-02-27 | Юрий Владимирович Половников | "dolphin" search-and-rescue float sea helicopter |
Cited By (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10875658B2 (en) | 2015-09-02 | 2020-12-29 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10988235B2 (en) | 2017-11-30 | 2021-04-27 | Airbus Helicopters | Hybrid type rotorcraft having a horizontal stabilizer and two fins arranged on the horizontal stabilizer |
| CN108100252B (en) * | 2018-01-19 | 2023-09-05 | 北京韩品航通科技发展有限公司 | Three-oar duct formula bimodulus unmanned aerial vehicle that verts |
| CN108100252A (en) * | 2018-01-19 | 2018-06-01 | 北京韩品航通科技发展有限公司 | A kind of three paddle culvert types vert bimodulus flight unmanned plane |
| CN110576947A (en) * | 2018-06-10 | 2019-12-17 | 天津大学（青岛）海洋工程研究院有限公司 | Water take-off and landing device of airplane |
| RU2724006C1 (en) * | 2018-07-04 | 2020-06-18 | Др. Инг. Х.Ц.Ф. Порше Акциенгезелльшафт | Aircraft |
| US11358714B2 (en) | 2018-07-04 | 2022-06-14 | Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft | Aircraft |
| RU2699513C1 (en) * | 2018-11-07 | 2019-09-05 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned jet-helicopter |
| RU2706880C1 (en) * | 2018-12-21 | 2019-11-21 | Эйрбас Хеликоптерс | Rotary-winged aircraft comprising horizontal tail empennage and two keels arranged on horizontal tail empennage |
| CN110550208A (en) * | 2019-10-15 | 2019-12-10 | 中国计量大学 | Blade opening and closing mechanism based on rotary flapping wing vertical take-off and landing power device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2648503C1 (en) | Unmanned convertiplane with an arched wing | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2648937C1 (en) | Aeromobile of hover take-off | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2264951C1 (en) | Hydroconverti ground-effect craft | |
| RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2577931C1 (en) | Hybrid short takeoff and landing aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190629 |