RU2629473C1 - Unmanned vertiplane with channel propellers - Google Patents

Unmanned vertiplane with channel propellers Download PDF

Info

Publication number
RU2629473C1
RU2629473C1 RU2016117632A RU2016117632A RU2629473C1 RU 2629473 C1 RU2629473 C1 RU 2629473C1 RU 2016117632 A RU2016117632 A RU 2016117632A RU 2016117632 A RU2016117632 A RU 2016117632A RU 2629473 C1 RU2629473 C1 RU 2629473C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
screws
blade
smaller
pac
wing
Prior art date
Application number
RU2016117632A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Дмитрий Сергеевич Дуров
Original Assignee
Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Дмитрий Сергеевич Дуров filed Critical Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority to RU2016117632A priority Critical patent/RU2629473C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2629473C1 publication Critical patent/RU2629473C1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C37/00—Convertible aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

FIELD: aviation.
SUBSTANCE: unmanned vertiplane with channel propellers is made in the aerodynamic scheme "duck" with a short fuselage having a drop-shaped, streamlined form. The centerwing has two annular cutouts that provide inside the latter a deflection of rotary annules ducts (RAD) with propeller reduction gears whose centers are located along the Z-Z axis so that the left and right RADs are equidistant from the center of mass and do not extend beyond the rear edge of the wing centerwing. Each RAD has a pair of smaller double-bladed propellers with opposite rotation, placed under the central large propeller on a vertical shaft in a cowling mounted in the body of RAD central body on its profiled beadings. The vertiplane is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a six-propeller carrier scheme with the vertical arrangement of their RADs in the flight configuration of a double-propeller aircraft having two pairs of smaller crossing screws that are disconnected from the transmission.
EFFECT: increasing the payload, reducting the required power for longitudinal balancing in case of hovering.
4 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных конвертопланов с ярусным расположением разновеликих винтов и противоположным их вращением в нижней меньшей их паре, расположенной под большим винтом на удлиненных валах, приводимых от биротативного электропривода, смонтированного в середине кольцевых каналов, размещенных при вертикальном положении последних вперед и назад от вертикали левой и правой их пары параллельно плоскости симметрии и обеспечивающих полет при вертикальном и горизонтальном положении двух кольцевых каналов, установленных в кольцевых вырезах центроплана крыла, для соответствующей взлетно-посадочной и крейсерской конфигурации полета.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of unmanned convertiplanes with a tiered arrangement of different-sized propellers and their opposite rotation in their lower smaller pair, located under the large propeller on elongated shafts driven by a biotic drive mounted in the middle of the annular channels placed in the vertical position of the latter back and forth from the vertical of their left and right pairs parallel to the plane of symmetry and providing flight with vertical and horizontal the installation of two annular channels installed in the annular cutouts of the wing center section for the corresponding takeoff and landing and cruising flight configuration.

Известен конвертоплан мод. «Доук VZ-4DA» (США), содержащий среднерасположенное крыло, на концах которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым двигателем, установленным в фюзеляже и снабженным синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными на конце хвостовой балки, хвостовое оперение и трехопорное колесное шасси, убирающееся в носовую нишу и боковые отсеки фюзеляжа.Known convertiplane mod. "Dock VZ-4DA" (USA), containing a mid-wing, at the ends of which two rotary annular channels are mounted, equipped with swivel assemblies and screws that create a vertical and corresponding deflection horizontal traction, and equipped with screw reducers in their center on horizontal stiffeners, which connected by connecting shafts to the main gearbox driven by the engine mounted in the fuselage and equipped with a synchronizing shaft and gas rudders of track and longitudinal control mounted on the end tail boom, tail unit and three-wheeled landing gear, retractable in the nose niche and side compartments of the fuselage.

Признаки, совпадающие - наличие на концах крыла двух поворотных кольцевых каналов, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°, снабженных винтами диаметром 1,2 м, создающими горизонтальную и вертикальную тягу (1286 кгс) соответствующим их отклонением от горизонтального положения на угол 90° и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны валами с главным редуктором, приводимым двигателем (N=825 л.с.), установленным в фюзеляже и снабженным газовыми рулями путевого и продольного управления, хвостовое оперение со стабилизатором и трехопорное колесное шасси с носовой опорой.Signs that coincide - the presence at the wing ends of two rotary annular channels having a rotation range from -5 ° to + 95 °, equipped with screws with a diameter of 1.2 m, creating horizontal and vertical traction (1286 kgf) with their corresponding deviation from the horizontal position by an angle 90 ° and equipped with screw reducers in their center on stiffeners. The latter are connected by shafts to the main gearbox driven by an engine (N = 825 hp) mounted in the fuselage and equipped with gas rudders for directional and longitudinal control, tail unit with stabilizer and three-wheeled wheel chassis with nose support.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что минимизированы габаритные размеры поворотных кольцевых каналов и как, следствие, винты выполнены небольшого диаметра и многолопастными с большой их круткой, которые при создании ими вертикальной тяги образуют малую отметаемую площадь и вызывают значительную нагрузку (порядка ρs=522 кг/м2) на нее и, значит, большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, затрудняющего длительное его использование на режимах висения при его взлетном весе 1180 кг. Вторая - это то, что винты, смонтированные на концах среднерасположенного крыла в поворотных кольцевых каналах, имеют удаленное расположение их линий горизонтальной тяги от продольной оси фюзеляжа, что увеличивает индуктивное сопротивление системы винт-крыло и осложняет управление на переходных режимах полета. Третья - это то, что газотурбинный двигатель дополнительно снабжен газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными на удлинительной сопловой трубке двигателя на конце хвостовой балки, что усложняет продольно-путевое управление. Кроме того, использование одного двигателя в его силовой установке (СУ) существенно снижает надежность выполнения полетов и в, частности, при выполнении зависания и, особенно, при его отказе. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи, но и улучшения управляемости по курсу и тангажу и, особенно, при выполнении зависания вблизи поверхности земли.Reasons that impede the task: the first is that the overall dimensions of the rotary annular channels are minimized and, as a result, the screws are made of small diameter and multi-blade with a large twist, which, when they create a vertical thrust, form a small marked area and cause a significant load (of the order ρ s = 522 kg / m 2 ) on it and, therefore, the high velocity of the air flow discarded from the surface, which makes it difficult to use it for a long time at hovering conditions with its take-off weight of 1180 kg. The second is that the screws mounted on the ends of the mid-wing in the rotary annular channels have a remote arrangement of their horizontal traction lines from the longitudinal axis of the fuselage, which increases the inductance of the screw-wing system and complicates control in transitional flight modes. The third one is that the gas turbine engine is additionally equipped with gas rudders for track and longitudinal control mounted on an extension nozzle tube of the engine at the end of the tail boom, which complicates the longitudinal track control. In addition, the use of one engine in its power plant (SU) significantly reduces the reliability of flights and, in particular, when performing a hover and, especially, in case of failure. All this limits the possibility of a further increase in take-off weight and weight return, but also improved handling along the course and pitch, and especially when hovering near the surface of the earth.

Известен беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) [1] фирмы Agusta Westland "Project Zero" (Италия/Англия) [патент EP №2551190], выполненный со среднерасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные части крыла от кольцевых консолей крыла, внутри последних смонтированы электромоторы с винтами в поворотных кольцевых каналах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и аккумуляторные батареи, V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой опорой.Known unmanned electroconvertopan (BEKP) [1] company Agusta Westland "Project Zero" (Italy / England) [patent EP No. 2551190], made with a mid-shaped unusual wing, with end wings having external removable wing parts from the wing ring consoles, inside the latter mounted electric motors with screws in rotary annular channels, during rotation of which it is converted into a helicopter of a twin-screw transverse circuit, contains a control system and storage batteries, a V-shaped tail unit and a trumpet in the carbon fiber fuselage hstoechnoe retractable wheeled undercarriage with nose wheel.

Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0° до +97,5°, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов полномасштабного БЭКП между поворотными электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 500 км/ч и высоту полета до 7500 м, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой. Для зарядки аккумуляторов воздушные винты при его нахождении на земле могут выставляться в "наклонном" положении, играя роль ветряков электрогенераторов.Signs of coincidence - the presence of rotary engine nacelles with screws creating horizontal and corresponding deviation of vertical traction, the range of rotation of engine nacelles with screws from 0 ° to + 97.5 °, contains a control system that evenly distributes the charge of the batteries of full-scale BECP between rotary electric motors with pulling screws, providing speeds of up to 500 km / h and a flight altitude of up to 7500 m, a two-keel V-tail, and a three-post retractable wheeled chassis, with a bow support. To charge the batteries, the propellers when it is on the ground can be set in an “inclined” position, playing the role of windmills of electric generators.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на внутренних секциях крыла поворотных кольцевых каналов с электромоторами и винтами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, оснащенное сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры двух винтов ограничены диаметром кольцевых каналов и, как следствие, ограничивает вертикальную тяговооруженность, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными вверх тянущими винтами на угол 45° при обеспечении угла опрокидывания ϕ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10-12%. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота каналов с винтами, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот двухвинтовой БЭКП не может, так как радиус его кольцевых каналов гораздо больше высоты их установки, что значительно уменьшает безопасность и сложность продольного и поперечного управления с V-образным оперением, особенно, на переходных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Недостатком является также неразвитое V-образное оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов при асимметрии тяги. Кроме того, электрические двигатели с постоянными магнитами имеют воздушное охлаждение, а источником их энергии является пакет литиево-ионных аккумуляторных батарей на 135 А⋅ч напряжением 360 B, который состоит из 300 ячеек с плотностью энергии 0,2 кВт/кг. Если взлетная масса демонстратора "Project Zero" сопоставима с массой, например, конвертоплана «Доук VZ-4DA» (около 1180 кг), то анализ показывает, что масса узлов и компонентов, которые могут быть заменены электрическими устройствами (двигатель, трансмиссия, СУ, топливная система и др.) составляет 27…40% от взлетной его массы. Поэтому, если ожидаемое время полета такого БЭКП может составлять порядка 20…25 минут, то только двухрежимная гибридная СУ, в которой используется совместный привод несущих винтов от газотурбинных двигателей и электродвигателей с генераторным источником питания и аккумуляторными батареями, используемыми в качестве аварийного источника питания (для посадки при отказах) может обеспечить достижение продолжительности полета порядка 2…3 часа.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever placement on the inner wing sections of rotary ring channels with electric motors and screws predetermines a structurally complex wing of an unusual shape, equipped with complex mechanization and steering surfaces of the wing - elevons, which complicates the design. The second is that the diameters of the two screws are limited by the diameter of the annular channels and, as a result, limits vertical thrust-to-weight ratio, and the possibility of a short take-off and landing with the pulling screws tilted upward at an angle of 45 ° while ensuring the tipping angle ϕ = 15 ° determines the extension of the height of the landing gear by 10-12%. The third one is that the horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore, after its implementation and with the possible failure of the turning nodes of the channels with propellers, this twin-screw BECP cannot take off and land “in the plane” like a regular airplane, since the radius of its annular channels is much greater than the height of their installation, which significantly reduces the safety and complexity of the longitudinal and lateral control with a V-plumage, especially in transition modes of flight, when such a wing does not balance its thrust vector INDICATES. The disadvantage is the undeveloped V-shaped plumage, hence the poor and directional stability and, especially, in the event of failure of one of the electric motors with traction asymmetry. In addition, permanent magnet electric motors are air-cooled, and the source of their energy is a package of lithium-ion batteries of 135 Ah with a voltage of 360 V, which consists of 300 cells with an energy density of 0.2 kW / kg. If the take-off mass of the Project Zero demonstrator is comparable to the mass of, for example, the Douk VZ-4DA tiltrotor (about 1180 kg), then the analysis shows that the mass of components and components that can be replaced by electrical devices (engine, transmission, SU, fuel system, etc.) is 27 ... 40% of its take-off weight. Therefore, if the expected flight time of such a BECP can be on the order of 20 ... 25 minutes, then only a dual-mode hybrid SU, which uses a joint rotor drive from gas turbine engines and electric motors with a generator power source and batteries used as an emergency power source (for landing in case of failures) can ensure the achievement of a flight duration of the order of 2 ... 3 hours.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный самолет с укороченным взлетом и посадкой ОКБ-155 (Россия) [Научно-популярный журнал ВВС. Авиация и космонавтика №3, 2001 г., с. 37], имеющий двухбалочную схему со среднерасположенным крылом, содержит короткий фюзеляж и на его конце двигатель и задний редуктор со спаренными винтами, обеспечивающими горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением на удлиненных поворотных валах между разнесенных балок двухкилевого оперения вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is an experimental aircraft with a short take-off and landing OKB-155 (Russia) [Popular science magazine Air Force. Aviation and astronautics No. 3, 2001, p. 37], which has a two-beam scheme with a mid-wing, contains a short fuselage and, at its end, an engine and a rear gearbox with twin screws providing horizontal traction and their corresponding deviation on elongated rotary shafts between spaced beams of two-gauge empennage, vertical or inclined traction, three-post retractable wheeled chassis .

Признаки, совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы и со среднерасположенным стреловидным крылом, снабженным разнесенными балками с двухкилевым оперением. Спаренные соосные винты на удлиненных поворотных валах (отклоняемые между разнесенными балками), расположенные в задней части фюзеляжа и обеспечивающие горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 60° соответственно при вертикальном взлете, посадке и висении или при выполнении посадки с коротким пробегом, но и технологии укороченного взлета.Signs that coincide - the presence of a monoplane with a two-beam scheme and with a mid-swept wing, equipped with spaced beams with a two-keel plumage. Paired coaxial screws on elongated rotary shafts (deflected between spaced beams) located at the rear of the fuselage and providing horizontal traction and a corresponding deviation from the horizontal position downward by a 90 ° angle or inclined draft by a 60 ° angle, respectively, for vertical take-off, landing and hovering or when performing a short-run landing, but also short take-off technology.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что диаметры отклоняемых вниз задних соосных винтов ограничены высотою стоек главного шасси и как, следствие, это ограничивает вертикальную тяговооруженность, а однодвигательная СУ, снижая надежность вертикального взлета при его отказе, ограничивает взлетный его вес и с целью его увеличения предопределяет возможность только короткого взлета и посадки с отклоненными винтами на угол 60°. Вторая - это то, что средства аэродинамической балансировки при помощи подвижных концевых частей крыла предопределяет конструктивно сложное крыло, снабженное сложной системой их отклонения и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Третья - это то, что подвижные концевые части крыла с увеличением их угла отклонения в плоскости хорды крыла вперед на некоторые углы на переходных режимах полета создают опасность появления пикирующего момента до создания стабилизатором двухкилевого оперения необходимой парирующей силы, что снижает надежность и безопасность. Это также предопределяет удаленное расположение стабилизатора от центра масс и, следовательно, увеличение длины разнесенных балок и, как следствие, планера, что усложняет продольную балансировку на переходных режимах полета и не обеспечивает достаточную стабильность управления. Четвертая - это то, что при взлете и посадке самолета соосные трехлопастные винты, имеющие взаимно противоположное вращение, при помощи гидравлического привода поворачиваются относительно оси редуктора вниз создают тем самым наклонную/вертикальную тягу (двухбалочная схема в полной мере способствует свободному отклонению винтов между разнесенных балок). При этом вынужденно близкое расположение осевой вертикальной линии соосных винтов к центру масс самолета предопределяет в отклоненном вниз положении затенение их в межбалочном пространстве центорпланом крыла, создавая при этом значительную потерю в вертикальной их тяге. Все это ограничивает и, особенно, за счет не полного использования вертикальной тяговооруженности повышение взлетного веса и увеличения весовой отдачи, эксплуатационных характеристик, показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the diameters of the rear coaxial screws deflected downward are limited by the height of the main landing gear racks and, as a result, this limits the vertical thrust ratio, and the single-engine SU, reducing the reliability of vertical take-off in case of failure, limits its take-off weight and in order to increase it, it determines the possibility of only a short take-off and landing with deflected screws at an angle of 60 °. The second one is that the means of aerodynamic balancing with the help of the moving end parts of the wing predetermines a structurally complex wing equipped with a complex system of their deflection and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability. The third is that the moving end parts of the wing, with an increase in their deflection angle in the plane of the wing chord forward by some angles in transitional flight modes, create the danger of a diving moment until the stabilizer creates the necessary feathering force, which reduces reliability and safety. This also determines the remote location of the stabilizer from the center of mass and, consequently, the increase in the length of the spaced beams and, as a consequence, the glider, which complicates the longitudinal balancing during transient flight modes and does not provide sufficient control stability. The fourth one is that during take-off and landing of the aircraft, coaxial three-bladed propellers having mutually opposite rotation, using a hydraulic drive, rotate downward relative to the gearbox axis thereby creating inclined / vertical traction (a two-beam scheme fully contributes to the free deflection of the screws between the spaced beams) . In this case, the forced close proximity of the axial vertical line of the coaxial propellers to the center of mass of the aircraft determines their downward shading in the inter-beam space by the wing center wing, creating a significant loss in their vertical thrust. All this limits, and especially due to the incomplete use of vertical thrust-to-weight ratio, an increase in take-off weight and an increase in weight return, operational characteristics, and indicators of transport and fuel efficiency.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном самолете с укороченным взлетом и посадкой упрощения конструкции и исключения подвижных концевых частей крыла, повышения полезной нагрузки и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на продольную балансировку при висении и упрощения путевой, поперечной и продольной управляемости, повышения скорости и дальности полета, но и топливной эффективности.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known experimental aircraft with short take-off and landing, simplifying the design and eliminating the moving end parts of the wing, increasing the payload and increasing the weight loss, reducing the required power for longitudinal balancing while hovering and simplifying the directional, lateral and longitudinal controllability, increasing speed and range, but also fuel efficiency.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального самолета с укороченным взлетом и посадкой, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по аэродинамической схеме "утка" и с упомянутым коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленным его кормовой частью с межбалочным наплывом крыла, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z так, чтобы левый и правый ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла, образующую с задней кромкой внешних консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане, и концепции ярусного расположения разновеликих винтов (ЯРРВ), по меньшей мере, в двух ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2), включающей в каждом ПКК с противоположным вращением двухлопастные винты в нижней продольной меньшей их паре, размещенной под центральным большим винтом на вертикальных валах в обтекателях, смонтированных в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости и стреловидных его секциях внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних консолей крыла, оснащенных флапперонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке, при этом вертикальные кили с рулями направления и под балочными килями, установленные на концах соответствующих балок, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии, причем при вертикальном положении каждого ПКК, имеющего как верхний четырехлопастной больший винт, так и нижние двухлопастные перекрещивающиеся меньшие винты, выполненные все из них в виде чашеобразных винтов с саблевидными в плане лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности своей втулки, образующей конус винта и выполненной в виде усеченного конуса, имеющего угол α=180°-2β, град, (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β - угол между каждой лопастью винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, чашеобразные втулки которых с V-образными как бы их лопастями размещены от оси поворота ПКК так, чтобы законцовки лопастей большего/меньших винтов размещались на входе/выходе в/из ПКК соответственно, причем при вертикальном положении каждого ПКК с разновеликими винтами, меньшие из которых обеспечивают компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной меньшей группе, а верхние большие винты при этом из двух ПКК, вращающиеся в противоположные стороны между собой, например, в правом и левом ПКК при виде сверху соответственно по часовой стрелке и против, создают также компенсацию реактивных крутящих их моментов и имеют диаметр, определяемый из соотношения: Dб=2Rм×cosβ+z, м (где: Dб - диаметр большего винта; Rм - протяженность полного размаха лопасти до оси вращения меньшего винта; cosβ - косинус угла между каждой лопастью меньшего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения; z - разнос осей вращения меньших винтов от оси Z-Z и центра ПКК), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, размещены при горизонтальном положении левого и правого ПКК таким образом, что лопасти меньших перекрещивающихся винтов, разнесенных при виде спереди от оси Z-Z и центра ПКК вниз и вверх, установлены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии соответственно, причем он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении ПКК двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов, лопасти которых установлены во флюгерное положение, оснащен движительной системой с двумя большими винтами, размещенными в передней части каждого ПКК и представляющими собой как бы тянущие чашеобразные импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 75%, так и 80% или 85% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на чашеобразные импеллеры, но и обратно, система трансмиссии, включающая синхронизирующий Т-образный в плане главный редуктор, смонтированный в центроплане крыла между левым и правым ПКК в его центре масс по оси Z-Z и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от двух газотурбинных двигателей (ГТД), расположенных один над другим по плоскости симметрии в задней части центроплана крыла в совместной гондоле и имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи от главного редуктора посредством левого и правого синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла к входным валам Т-образных угловых редукторов, выходные валы которых, направленные в противоположные стороны, связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими редукторами винтов, смонтированными совместно с T-образным угловым редуктором в общем корпусе, выполняющим как бы роль центрального тела ПКК, и имеющими выходные вертикальные валы в обтекателях с большим и перекрещивающимися меньшими винтами, при этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в самолет с горизонтальным положением ПКК, так и выполнение автоматического отклонения флапперонов на консолях крыла на соответствующие углы, изменяющиеся соответственно от скорости и высоты полета для поддержания фюзеляжа в строго горизонтальном его положении при аварийной посадке с зафиксированными винтами во флюгерном их положении тормозами винтов.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned known experimental aircraft with a short take-off and landing, closest to it, are the fact that it is made according to the aerodynamic scheme "duck" and with the aforementioned short fuselage, having a drop-shaped streamlined shape and fixed to its aft with an inter-beam influx of a wing mounted together with its corresponding developed center wing, having two annular cutouts from the plane of symmetry, providing inside the latter their deviation of rotary annular channels (PACs) with screw reducers whose centers are located on the ZZ axis so that the left and right PACs are equidistant from the center of mass and do not go beyond the rear edge of the wing center section, forming a sawtooth configuration with the rear edge of the outer wing consoles in terms of and the concept of tiered arrangement of different-sized screws (NRRV) in at least two PACs according to the NRRV- (X1 + 2) scheme, including in each PAC with opposite rotation two-bladed screws in their lower longitudinal smaller pair located under with a large screw on vertical shafts in fairings mounted in the body of the PCC central body on its stiffened ribs and its swept sections of the inner wing, located in the plane of the swept outer wing consoles, equipped with flappers and at the tips of a pair of rear-view cameras and made folding up in the parking lot, while vertical keels with rudders and under beam keels installed at the ends of the respective beams are inclined accordingly to and from the plane of symmetry, and with the vertical position of each PAC having both the upper four-blade large screw and the lower two-blade intersecting smaller screws made all of them in the form of cup-shaped screws with saber-shaped blades in the plan, fixed perpendicular to their tapered side surface a sleeve forming a screw cone and made in the form of a truncated cone having an angle α = 180 ° -2β, deg, (where: α is the angle forming the conical surface; β is the angle between each screw blade and a line perpendicular to the vertical axis of its rotation), while in each PKK there are larger and smaller screws, the cup-shaped bushings of which with V-shaped blades, as it were, are placed from the axis of rotation of the PKK so that the tips of the blades are larger / smaller screws were placed at the inlet / outlet of the PAC, respectively, with the vertical position of each PAC with different-sized screws, the smaller of which provide compensation for their reactive torques in the opposite direction of rotation I am in a longitudinal smaller group, and the upper large screws of two PACs rotating in opposite directions between each other, for example, in the right and left PAC when viewed from above, respectively, clockwise and counterclockwise, also create compensation for their reactive torques and have a diameter determined from the relation: D b = 2R m × cosβ + z, m (where: D b is the diameter of the larger screw; R m is the length of the full span of the blade to the axis of rotation of the smaller screw; cosβ is the cosine of the angle between each blade of the smaller screw and the line perpendicular to vertical Flax axis of rotation; z is the spacing of the rotation axes of the smaller screws from the ZZ axis and the center of the PAC), while in each PAC there are larger and smaller screws having both rigid fastening of the blades and without changing their cyclic pitch, and the possibility of changing their total pitch and installing their blades in the vane the position after they are stopped and fixed, placed with the horizontal position of the left and right PKK so that the blades of the smaller intersecting screws spaced apart from the front view from the ZZ axis and the center of the PKK up and down are installed perpendicular and parallel to the plane immetry, respectively, and it is equipped with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter of a six-rotor carrier circuit when their PKK is vertically arranged into a flight configuration when the PKK of a twin-rotor aircraft is horizontal, having two pairs of smaller intersecting screws disconnected from the transmission, the blades of which are installed in the vane position, equipped with a propulsion system with two large screws located at the front of each PAC and representing, as it were, pulling the bowl knowing impellers that create marching thrust for high-speed cruising flight with providing both a third higher and a second medium or first lower speed, respectively, after both vertical and short take-off in reloading variant, it is 7% or 15% more than the normal take-off weight when operating one engine, issuing, respectively, both 75% and 80% or 85% of its take-off power, which in turn is equally redistributed through the main gearbox to bowl-shaped impellers, but also vice versa, the transmission system, main synchronizing T-shaped synchronizing gear mounted in the wing center section between the left and right PAC in its center of mass along the ZZ axis and providing take-off power transmission, for example, from two gas turbine engines (GTE) located one above the other along the symmetry plane in the rear part of the wing center section in a joint nacelle and having a front shaft output for taking off their power and transmitting it from the main gearbox via the left and right synchronizing shafts laid in the nose of the inner wing input shafts of T-shaped angular gearboxes, the output shafts of which are directed in opposite directions, are connected by means of electromagnetic synchronizing clutches to the corresponding screw gearboxes mounted together with the T-shaped angular gearbox in a common housing, which acts as a central body of the PAC, and having output vertical shafts in fairings with large and intersecting smaller screws, while each of the gas turbine engines, forming a synchronizing system, is equipped with a freewheel, issuing By disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight any excess gas turbine engine and one gas engine in the event of its failure or both gas turbine engines in case of their joint failure, the control signal automatically changes the flight configuration to the aircraft with the horizontal position of the PAC, and performs automatic flapper deflection on the wing consoles at appropriate angles, changing respectively from the speed and altitude of the flight to maintain the fuselage in its strictly horizontal position during emergency landing with fixation ovannymi screws in their feathered rotor brake position.

Кроме того, его электрическая силовая установка (ЭСУ), выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода двойного вращения, смонтированная в обтекателе центрального тела каждого упомянутого ПКК, снабжена биротативным электродвигателем (БЭД), обеспечивающим вращение и ротора, и статора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны соответственно с упомянутыми редукторами большего и меньших винтов посредством упомянутых электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления, но и перед последней оснащена как вспомогательно-зарядной ЭСУ, включающей обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), вал ротора которого выходит в противоположные стороны для передачи крутящего момента и вращательно связанным соосно с выходным и входным валами соответственно БЭД, вращаемого от его статора, и упомянутой электромагнитной синхронизирующей муфты сцепления редуктора меньших винтов, так и системой управления электропривода, включающей все аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи и водородно-воздушные топливные элементы, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим БЭД и ОЭМГ, а также переключающим дополнительную как электрическую, так и генерирующую мощность ОЭМГ соответственно при его работе как в режиме электромотора и при передаче пиковой мощности совместно с БЭД на редуктор меньших винтов для выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и при этом с его питанием от аккумуляторов и топливных элементов совместно с БЭД, так и в режиме электрогенератора для подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который после выполнения ВВП и переходного маневра при горизонтальном положении ПКК, но и отключения задних меньших винтов по полету от трансмиссии и при полетной конфигурации двухвинтового самолета обеспечивает способ генерации электрической номинальной мощности только от внутреннего источника энергии - выходной вал, вращаемый от статора БЭД, получающий электроэнергию при этом только от топливных элементов и одновременно передающий крутящий момент с выходного вала, вращаемого от ротора БЭД, на входной вал редуктора большего винта, при этом верхняя и нижняя гондолы, выполненные в виде соответствующих быстро съемных обтекателей, имеющих специальные внутренние каркасы для совместно смонтированных аккумуляторных батарей и топливных элементов, установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждого обтекателя и подключенных посредством коммутационных специальных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ таким образом, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно, размещены соответственно в передних и задних частях верхнего и нижнего каркасов таким образом, чтобы соответственно положительные и отрицательные клеммы их полюсов были соединены между собой посредством переднего и заднего контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части верхнего и нижнего каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели режимов, верхний и нижний их которых включены между соответствующими минусами и плюсами клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов, причем между плюсами и минусами клемм верхнего и нижнего каркасов как топливных элементов, так и аккумуляторов на виде сверху включены соответственно как задний, так и передний контакторы, которые автоматически подключают и отключают напряжение на БЭД при переключении его питания с топливных элементов на аккумуляторы, так и на ОЭМГ в момент выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и переключении его в режим работы электромотора соответственно, но и подключает и отключает вырабатываемое напряжение от ОЭМГ в режиме его работы как электрогенератора и подачу на аккумуляторы после срабатывания емкостного датчика соответственно при достижении (25% от полной емкости) полной их зарядки и при одновременном (подключении) отключении вращения ОЭМГ от выходного вала БЭД, вращаемого от его статора.In addition, its electric power unit (ESA), made according to the parallel-serial hybrid technology of the double-rotation power drive, mounted in the fairing of the central body of each of the mentioned PACs, is equipped with a bi-rotational electric motor (BED), providing rotation of both the rotor and the stator in opposite directions, the output shafts of which, also directed in opposite directions, are connected to the load for transmitting torque and rotationally connected respectively with the said gearboxes more o and smaller screws by means of the mentioned electromagnetic synchronizing clutches, but also before the latter it is equipped as an auxiliary charging ESA, including a reversible electric motor generator (OEMG), the rotor shaft of which goes in opposite directions to transmit torque and is rotationally connected coaxially with the output and input the shafts of the BED, respectively, rotated from its stator, and the aforementioned electromagnetic synchronizing clutch of the gearbox of the smaller screws, and by the electric drive control system, I turn on containing all rechargeable fast rechargeable batteries and hydrogen-air fuel cells, an energy converter with a power transmission control unit that connects and disables the BED and OEMH, as well as switching additional electric and generating power of OEMH, respectively, when it is operated both in electric motor mode and at transfer of peak power in conjunction with the BED to the gearbox of smaller screws for fulfilling GDP or freezing in the reloading variant and at the same time with its power supply from batteries and fuel cells together with the BED, and in the mode of an electric generator for recharging batteries from OEMG, which, after performing the GDP and transition maneuver with the PAC horizontal, but also disconnecting the rear smaller propellers in flight from the transmission and in the flight configuration of a twin-screw aircraft, provides a way to generate electric rated power only from an internal energy source - an output shaft rotated from the BED stator, receiving electric energy in this case only from fuel cells and simultaneously transmitting torque entent from the output shaft, rotated from the BED rotor, to the input shaft of the gearbox of the larger screw, while the upper and lower nacelles, made in the form of corresponding quickly removable fairings having special internal frames for jointly mounted batteries and fuel cells mounted respectively from the front and the rear end to the middle of each fairing and connected through switching special power dividers to the BED and OEMH so that all the batteries and fuel cells are connected are interconnected sequentially, placed respectively in the front and rear parts of the upper and lower frames in such a way that the positive and negative terminals of their poles are connected together by means of the front and rear contactors, and the negative and positive terminals of their poles are connected in the middle of the upper and the lower frame together with the power divider through the corresponding mode switches, the upper and lower of which are connected between the corresponding minuses and pluses of the terminals and to They connect the voltage either jointly from the batteries and fuel cells to both the BED and the OEMH or only separately to the OEMH and BED, respectively, from the batteries and fuel cells, between the pluses and minuses of the terminals of the upper and lower frames of both the fuel cells and the batteries in the form from the top, respectively, both the rear and front contactors are switched on, which automatically connect and disconnect the voltage on the BED when switching its power from the fuel cells to the batteries, and on the OEM at the time of execution GDP or freezing in the reloading variant and switching it to the electric motor operation mode, respectively, it also connects and disconnects the generated voltage from the OEM in the mode of its operation as an electric generator and feeds the batteries after the capacitive sensor is triggered, respectively, when the full (25% of full capacity) reaches their charging and at the same time (connecting) disconnecting the rotation of the OEM from the output shaft of the BED rotated from its stator.

Кроме того, с целью уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого чашеобразного винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу каждой 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 размаха 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 размаха каждой лопасти R 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 чашеобразного винта и 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, образуя в направлении вдоль всей протяженности полного размаха как бы усеченную ее клиновидность.In addition, in order to reduce the frontal drag profile of each bowl-shaped screw during high-speed horizontal flight, it is associated with a decrease in the chord at the end of each of its blades, which has a saber shape in plan with each animated tip pointed towards its end, optimized for horizontal flight at high speed , which is an effective tool to reduce the adverse effects of air compressibility, in particular the appearance of shock waves with increasing chords beyond of a certain cross-section located approximately in the expanding zone on a section from 5/12 to 5/6 of the full span of each blade R and shifted in the forward direction in such a way as to balance a certain displacement back of its lively tip having a leading edge with a sweep angle at its end component χ = 44 ° and contributing to the appearance of intense and stable vortices that push the boundary of the flow stall, especially when this blade moves in the opposite direction free flight during hovering, while in order to be able to push the boundaries of flow stall and to ensure power gain at high speeds of horizontal flight, each blade in a certain area at its end, located in the area between 5/6 R to the full range of each blade R, 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 bowl-shaped screw and ending the rotary shaft of each blade, with the purpose to reduce the possibility of undesirable effects associated with the compressibility of air, the relative thickness of the profile of each blade is maintained at a level of from 14 to 12% on that part of the blade where the chord has a relatively short 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 end of the ival tip of each blade, blowing in the direction along the entire length of the full range as if its truncated wedge-shaped.

Кроме того, 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 передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, но 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.In addition, each said blade made, for example, of composite materials, with the simultaneous molding along the entire length of its full range of R sections into a series of even different-sized zones on both its upper and lower surfaces, having from its beginning, respectively, from the first odd, and from the second, all even zones made with thickenings up to 0.5 mm, having front edges in the corresponding zone, located in the middle from the center of pressure of the blade to its front edge, and twice the length of the width of the thickenings, p explicit b = 5/9 of the aerodynamic chord of the blade, but also corresponding to the refinement to its front and rear edges, made respectively arched and sawtooth in plan in the corresponding zone, but also from the 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, its even lower thickening with the subsequent odd upper thickening form a sinusoidal configuration, as seen from the side along its full span R.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный конвертоплан с канальными винтами (БККВ), который выполнен по аэродинамической схеме "утка" и с упомянутым коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленным его кормовой частью с межбалочным наплывом крыла, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z таким образом, чтобы левый и правый ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла, образующую с задней кромкой внешних консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане, и концепции ярусного расположения разновеликих винтов (ЯРРВ), по меньшей мере, в двух ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2), включающей в каждом ПКК с противоположным вращением двухлопастных винтов в нижней продольной перекрещивающейся меньшей их паре, размещенной под центральным большим винтом на вертикальных валах в обтекателях, смонтированных в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости и стреловидных их секциях внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних консолей крыла, оснащенных флапперонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке. При этом вертикальные кили с рулями направления и под балочными килями, установленные на концах соответствующих балок, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии. Причем при вертикальном положении каждого ПКК, имеющего как верхний четырехлопастной больший винт, так и нижние двухлопастные меньшие винты, выполненные все из них в виде чашеобразных винтов с саблевидными в плане лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности своей втулки, образующей конус винта и выполненной в виде усеченного конуса, имеющего угол α=180°-2β, град. (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β - угол между каждой лопастью винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения). При этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, чашеобразные втулки которых с V-образными как бы их лопастями размещены от оси поворота ПКК так, чтобы законцовки лопастей большего/меньших винтов размещались на входе/выходе в/из ПКК соответственно. Причем при вертикальном положении каждого ПКК с разновеликими винтами, меньшие из которых обеспечивают компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной меньшей группе, а верхние большие винты при этом из двух ПКК, вращающиеся в противоположные стороны между собой, например, в правом и левом ПКК при виде сверху соответственно по часовой стрелке и против, создают также компенсацию реактивных крутящих их моментов и имеют диаметр, определяемый из соотношения: Dб=2Rм×cosβ+z, м (где: Dб - диаметр большего винта; Rм - протяженность полного размаха лопасти до оси вращения меньшего винта; cosβ - косинус угла между каждой лопастью меньшего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения; z - разнос осей вращения меньших винтов от оси Z-Z и центра ПКК). При этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, размещены при горизонтальном положении левого и правого ПКК таким образом, что лопасти меньших перекрещивающихся винтов, разнесенных при виде спереди от оси Z-Z и центра ПКК вниз и вверх, установлены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии соответственно. Причем он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении ПКК двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов, лопасти которых установлены во флюгерное положение, оснащен движительной системой с двумя большими винтами, размещенными в передней части каждого ПКК и представляющими собой как бы тянущие чашеобразные импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 75%, так и 80% или 85% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на чашеобразные импеллеры, но и обратно. Система трансмиссии, включающая синхронизирующий Т-образный в плане главный редуктор, смонтированный в центроплане крыла между левым и правым ПКК в его центре масс по оси Z-Z и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от двух ГТД, расположенных один над другим по плоскости симметрии в задней части центроплана крыла в совместной гондоле и имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи от главного редуктора посредством левого и правого синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла к входным валам T-образных угловых редукторов, выходные передний и задний валы которых связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими синхронизирующими редукторами винтов, смонтированными совместно с T-образным угловым редуктором в общем корпусе, выполняющим как бы роль центрального тела ПКК, и имеющими выходные вертикальные валы в обтекателях с большим и перекрещивающимися меньшими винтами. При этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в самолета с горизонтальным положением ПКК, так и выполнение автоматического отклонения флапперонов на консолях крыла на соответствующие углы, изменяющиеся от скорости и высоты полета. Поскольку особенности ярусного размещения несущих винтов в ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2) связаны с реализацией принципиально нового способа увеличения тяги канальных винтов по сравнению с аналогичными соосными винтами, то это достигается тем, что струя от верхнего большего винта сужается по бокам к двум нижним продольным меньшим винтам на 30,6% до каждого их диаметра, то нижние винты имеют возможность осуществлять дополнительный боковой (слева и права) подсос воздуха. Что весьма увеличивает сечение струи и, значит, их совместную тягу.Due to the presence of these features, allowing to master an unmanned tiltrotor with channel propellers (BKKV), which is made according to the aerodynamic scheme "duck" and with the aforementioned short fuselage, having a teardrop-shaped streamlined shape and secured by its aft part with an inter-beam influx of the wing, mounted together with its corresponding developed center section, having two annular cuts from the plane of symmetry, providing inside the latter a deviation of rotary annular channels (PAC) with screw reducers, the centers of which placed along the ZZ axis so that the left and right PACs are equidistant from the center of mass and do not go beyond the trailing edge of the wing center section, forming with a trailing edge of the outer wing consoles a sawtooth configuration in plan, and the concept of tiered arrangement of different-sized screws (NRRV), in at least two PACs according to the NRRV- (X1 + 2) scheme, including in each PAC with opposite rotation of the two-bladed screws in the lower longitudinal intersecting smaller pair, located under the central large screw on the vertical shafts in the streamline ateliers mounted in the body of the PCC central body on its stiffened ribs and their arrow-shaped sections of the inner wing, located in the plane of the arrow-shaped outer wing consoles, equipped with flappers and tips with a pair of rear-view cameras and made folding upwards in the parking lot. In this case, vertical keels with rudders and under beam keels installed at the ends of the respective beams are inclined to and from the plane of symmetry, respectively. Moreover, in the vertical position of each PKK, having both the upper four-bladed larger screw and the lower two-bladed smaller screws, made all of them in the form of cup-shaped screws with saber-shaped blades in the plan, fixed perpendicular to the conical side surface of its sleeve, forming a screw cone and made in in the form of a truncated cone having an angle α = 180 ° -2β, deg. (where: α is the angle forming the conical surface; β is the angle between each screw blade and the line perpendicular to the vertical axis of its rotation). In this case, in each PAC, there are larger and smaller screws, the cup-shaped bushings of which with V-shaped blades are located, as it were, from the pivot axis so that the tips of the blades of the larger / smaller screws are placed at the inlet / outlet of the PAC, respectively. Moreover, in the vertical position of each PAC with different-sized screws, the smaller of which provide compensation for their reactive torques with the opposite direction of their rotation in the longitudinal smaller group, and the upper large screws are made of two PACs rotating in opposite directions between themselves, for example, in the right and the left PAC when viewed from above, respectively, clockwise and counterclockwise, they also create compensation for their reactive torques and have a diameter determined from the relation: D b = 2R m × cosβ + z, m (where: D b is the diameter p of the larger screw; R m is the length of the full span of the blade to the axis of rotation of the smaller screw; cosβ is the cosine of the angle between each blade of the smaller screw and a line perpendicular to the vertical axis of rotation; z is the spacing of the axis of rotation of the smaller screws from the ZZ axis and the center of the PAC) . At the same time, in each PAC, larger and smaller screws, having both rigid fastening of the blades and without changing their cyclic pitch, and the ability to change their total pitch and set their blades in the vane position after stopping and fixing them, are placed with the left and right PAC in a horizontal position so that the blades of smaller intersecting screws spaced apart from the front view from the ZZ axis and the PAC center up and down are installed perpendicularly and parallel to the plane of symmetry, respectively. Moreover, it is equipped with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter of a six-rotor carrier scheme with the vertical arrangement of their PKK into the flight configuration with the horizontal arrangement of the PKK of a twin-rotor aircraft having two pairs of smaller intersecting screws disconnected from the transmission, the blades of which are installed in the vane position, equipped with a propulsion system with two large screws located in front of each PAC and representing, as it were, pulling cup-shaped impellers that create marching thrust for high-speed cruising flight with the provision of both a third higher and a second average or first lower speed, respectively, after both vertical and short take-off in its reload variant 7% or 15% more than the normal take-off weight with one engine running, issuing respectively, both 75% and 80% or 85% of its take-off power, which in turn is evenly distributed through the main gearbox to bowl-shaped impellers, but also vice versa. A transmission system including a synchronizing T-shaped main gearbox mounted in the wing center section between the left and right PAC in its center of mass along the ZZ axis and providing take-off power transmission, for example, from two gas turbine engines located one above the other along the symmetry plane in the rear parts of the wing center section in a joint nacelle and having a front shaft output for taking off their power and transmitting it from the main gearbox via the left and right synchronizing shafts laid in the nose of the inner wing to the input the bottom shafts of T-shaped angular gears, the output front and rear shafts of which are connected by means of electromagnetic synchronizing clutches to the corresponding synchronizing gears of screws mounted together with the T-shaped angular gears in a common housing, which acts as a central body of the PAC, and having output vertical shafts in fairings with large and intersecting smaller screws. At the same time, each gas turbine engine, forming a synchronizing system, is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the fuel system and 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 joint failure, the control signal is automatically changing the flight configuration in an aircraft with a horizontal position of the PAC, and the automatic deflection of flappers on the wing consoles to the appropriate angles that vary from speed and altitude. Since the features of the tier placement of rotors in the PAC according to the YARRV- (X1 + 2) scheme are associated with the implementation of a fundamentally new method of increasing the thrust of channel screws in comparison with similar coaxial screws, this is achieved by the fact that the jet from the upper larger screw narrows sideways to two lower longitudinal smaller screws 30.6% to each of their diameters, the lower screws have the ability to carry out additional lateral (left and right) air intake. Which greatly increases the cross section of the jet and, therefore, their joint thrust.

Предлагаемое изобретение полностью электрического БККВ двухбалочной схемы и компоновки "утка" исполнения ЯРРВ-(X1+2)×2 в двух ПКК с вариантами его использования иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.The present invention of an all-electric BKKV double-beam circuit and a duck assembly of the NRRV- (X1 + 2) × 2 design in two PACs with options for its use are illustrated by the general views presented in FIG. one.

На фиг. 1a изображен БККВ на общем виде спереди в полетной конфигурации двухвинтового самолета при горизонтальном положении двух ПКК и крейсерском скоростном полете с задними меньшими винтами во флюгерном положении с условным расположением левого ПКК на режимах ВВП или зависания.In FIG. 1 a shows the BKKV in a general front view in the flight configuration of a twin-screw aircraft with the horizontal position of two PACs and cruising high-speed flight with the rear smaller propellers in the vane position with the conditional arrangement of the left PAC in the GDP or hovering modes.

На фиг.1б изображен БККВ на общем виде сверху в полетной конфигурации шестивинтового вертолета при вертикальном положении двух ПКК для выполнения ВВП или зависания с двухкилевым оперением, вынесенным назад за крыло на балках.On figb shows BKKV in a General top view of the flight configuration of a six-rotor helicopter with the vertical position of two PACs to perform GDP or hovering with a two-keel plumage, handed back behind the wing on the beams.

Высокоскоростной полностью электрический БККВ, представленный на фиг. 1 и выполненный по двухбалочной схеме и компоновке "утка" исполнения ЯРРВ-(X1+2)×2 в двух ПКК, содержит стреловидное цельно-поворотное переднее горизонтальное оперение 1 (ЦПГО) и короткий фюзеляж 2, имеющий каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленный его кормовой частью 3 с межбалочным наплывом 4 крыла 5, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом 5, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза 6, обеспечивающих внутри последних отклонение ПКК с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z таким образом, чтобы левый 7 и правый 8 ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла 5, образующую с задней кромкой внешних 9 консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане. Центральное тело, смонтированное в обтекателе 10 внутри ПКК 7-8 на профилированных ребрах жесткости 11 и стреловидных секциях 12 внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних 9 консолей крыла, оснащенных флапперонами 13 и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке (на фиг.1 не показано). Вертикальные кили 14 с рулями направления 15 и под балочными 16 килями, установленные на концах соответствующих балок 17, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии (см. фиг. 1б). В каждом обтекателе 10 центрального тела ПКК 7-8 установлены БЭД 18 и ОЭМГ 19. Последовательного возбуждения и открытого типа каждый БЭД 18, обеспечивающий вращение как статора, так и ротора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны через соответствующие редукторы чашеобразных винтов как с верхним четырехлопастным большим винтом 20, так и с продольными с нижними передним 21 и задним 22 (см. фиг. 1а) меньшими винтами, последние два представлены на фиг. 1б с синусоидальными утончениями лопастей так, что лопасти винтов 21 и 22 размещены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии (ось Х-Х). Нижняя и верхняя гондолы 23-24 имеют быстро съемные каркасы для совместного размещения аккумуляторных батарей и топливных элементов (на фиг. 1 не показаны), установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждой гондолы 23-24 и подключенных посредством коммутационных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ так, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно и размещены соответственно в передних и задних частях нижнего и верхнего каркасов так, чтобы положительные и отрицательные клеммы их полюсов были соединены между собой посредством соответственно переднего 25 и заднего 26 контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части нижнего и верхнего каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели 27 режимов, нижний и верхний из которых включены между соответствующими минусами и плюсами их клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов. Целевая нагрузка - оптико-электронная, радиотехническая и разведывательная аппаратура (для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени), а также широкополосный передатчик с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу размещена в подфюзеляжном обтекателе 28, имеющем спереди оптические гиростабилизированные фото-видео системы, которые работают в инфракрасном диапазоне (на фиг. 1 не показаны). Для выполнения технологии ВВП и КВП используется трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой 29 и боковыми главными 30 амортизационными стойками, смонтированными в носовой нише фюзеляжа 2 и задних отсеках разнесенных балок 17.The high-speed all-electric BKKV shown in FIG. 1 and made according to the two-beam design and layout of the “duck” of the NRRV- (X1 + 2) × 2 design in two PACs, contains a swept one-piece swivel front horizontal tail unit 1 (CPGO) and a short fuselage 2 having a teardrop-shaped streamlined shape and secured by its aft part 3 with an inter-beam influx 4 of the wing 5, mounted together with its corresponding developed center section 5, having two circular cutouts 6 from the plane of symmetry, providing inside the latter a deflection of the PAC with screw reducers whose centers are located along the ZZ axis so once to the left and right 7 8 PAC were equidistant from the center of mass and not go beyond the center section of the wing trailing edge 5 forming the trailing edge 9, outer wing console like a sawtooth configuration in plan. The central body mounted in the fairing 10 inside the PAC 7-8 on the profiled stiffeners 11 and the swept sections 12 of the inner wing, located in the plane of the swept outer 9 wing consoles, equipped with flappers 13 and at the tips of a pair of rear view cameras and made folding up parking (not shown in figure 1). The vertical keels 14 with rudders 15 and under the beam 16 keels installed at the ends of the respective beams 17 are inclined respectively to and from the plane of symmetry (see Fig. 1b). In each fairing 10 of the central body of the PKK 7-8 are installed BED 18 and OEMG 19. Of successive excitation and open type, each BED 18, providing rotation of both the stator and rotor in opposite directions, the output shafts of which are also directed in opposite directions, are connected to load for transmitting torque and rotationally connected through the corresponding reducers of cup-shaped screws with both the upper four-bladed large screw 20 and the longitudinal screws with the lower front 21 and rear 22 (see Fig. 1a), last The last two are shown in FIG. 1b with sinusoidal thinning of the blades so that the blades of the screws 21 and 22 are placed perpendicularly and parallel to the plane of symmetry (axis X-X). The lower and upper nacelles 23-24 have quickly removable frames for the joint placement of batteries and fuel cells (not shown in Fig. 1), installed respectively from the front and rear ends to the middle of each nacelle 23-24 and connected via switching power dividers to the BED and OEMG so that all the batteries and fuel cells are interconnected in series and placed respectively in the front and rear parts of the lower and upper frames so that the positive and negative terminals of their pole were connected to each other by means of the front 25 and rear 26 contactors respectively, and the negative and positive terminals of their poles are connected in the middle of the lower and upper frame together with the power divider through the corresponding mode switches 27, the lower and upper of which are connected between the corresponding minuses and pluses their terminals and which connect the voltage either jointly from the batteries and fuel cells to both the BED and OEMH or only separately to the OEMH and BED, respectively, from the batteries and fuel willow elements. The target load is optoelectronic, radio engineering and reconnaissance equipment (for species reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time), as well as a broadband transmitter with an antenna for transmitting images on a television radio channel located in the fuselage fairing 28, which has optical gyro-stabilized photos in front -video systems that operate in the infrared range (not shown in FIG. 1). To implement the technology of GDP and KVP, a three-support retractable wheeled chassis with a bow 29 and side main 30 suspension struts mounted in the nose fuselage 2 niche and the rear compartments of the spaced beams 17 is used.

Управление высокоскоростным БККВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага больших (верхних) левого и правого 20 и продольных (нижних) меньших 21-22 несущих винтов в каждом ПКК 7-8, но и отклонением ЦПГО 1, флапперонов 13 крыла 5 и рулей направления 15 вертикальных килей 14. При крейсерском полете подъемная сила создается ЦПГО 1, крылом 5 и внутренними секциями крыла 12 внутри левого 7 и правого 8 ПКК, горизонтальная маршевая тяга - только двумя большими 20 винтами в левом 7 и правом 8 ПКК, на режиме висения только винтами двумя большими (верхними) 20 и четырьмя продольными меньшими (нижними) 21-22 в двух ПКК 7-8, на режиме перехода - ЦПГО 1, крыльями 5 и 12 совместно с винтами двумя большими 20 и четырьмя продольными меньшими 21-22. При отклонении вверх на угол 30° двух ПКК 7-8 от их горизонтального положения обеспечивается выполнение технологии КВП, подъемная сила при этом создается ЦПГО 1, крыльями 5 и 12 с соответствующим отклонением флапперонов 13 внешних консолей 9 крыла 5, а взлетная тяга всеми тяговыми винтами двумя большими 20 и четырьмя меньшими 21-22 в двух ПКК 7-8.The control of the high-speed CCV is provided by the general and differential change in the pitch of the large (upper) left and right 20 and longitudinal (lower) smaller 21-22 rotors in each PAC 7-8, but also by the deviation of the CPGO 1, flapper 13 of the wing 5 and rudders 15 vertical keel 14. During cruising flight, the lifting force is created by the TsSPGO 1, wing 5 and internal wing sections 12 inside the left 7 and right 8 PKK, horizontal marching thrust - only with two large 20 screws in left 7 and right 8 PKK, in hover mode only with two screws large (top to) 20 and the four longitudinal lower (bottom) in two PAC 21-22 7-8 transition on mode - CSSC 1, 5, and wings 12 screws together with the two large 20 and four smaller longitudinal 21-22. If two PACs 7-8 deviate upward by a 30 ° angle from their horizontal position, the KVP technology is implemented, the lifting force is created by the CPGO 1, wings 5 and 12 with the corresponding deviation of the flappers 13 of the outer consoles 9 of the wing 5, and the take-off thrust by all traction screws two large 20 and four smaller 21-22 in two PACs 7-8.

Для вертикального подъема БККВ исполнения ЯРРВ-(X1+2)×2 в двух ПКК 7-8 необходимо одновременно увеличить шаг двух больших (верхних) 20 и четырех продольных (нижних) 21-22 несущих винтов с одновременным увеличением мощности всех двигателей ЭСУ, и он вертикально поднимется до высоты 60 м. На этой высоте после уменьшения шага винтов верхних 14-15 и нижних 17-18 и мощности двигателей до тех пор, пока БККВ не зависнет при вертикальном положении его ПКК 7-8. При висении на вертолетных режимах полета поперечное и продольное управление БККВ осуществляется при одновременном изменении шага двух несущих больших (верхних) 20 винтов и в передней 21 и задней 22 от оси Z-Z паре меньших (нижних) группе винтов соответственно, а путевое управление - при одновременном изменении крутящих моментов каждой диагонально расположенной в передней 21 и задней 22 от оси Z-Z паре меньших (нижних) группе винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов.For the vertical lifting of the BKKV version of YARRV- (X1 + 2) × 2 in two PKK 7-8, it is necessary to simultaneously increase the pitch of two large (upper) 20 and four longitudinal (lower) 21-22 main rotors with a simultaneous increase in the power of all ESU engines, and it will rise vertically to a height of 60 m. At this height, after reducing the pitch of the screws of the upper 14-15 and lower 17-18 and engine power, until the BKKV hangs in the vertical position of its PKK 7-8. When hovering in helicopter flight modes, the transverse and longitudinal control of the CCV is carried out with a simultaneous change in the pitch of two carrying large (upper) 20 screws and in the front 21 and rear 22 from the ZZ axis a pair of smaller (lower) group of screws, respectively, and the directional control is changed simultaneously torque of each diagonally located in front 21 and rear 22 of the ZZ axis a pair of smaller (lower) group of screws having the same direction of rotation of the rotors.

После завершения режима висения БККВ для горизонтального его полета он переходит на режим наклона ПКК 7-8 и, наклоняясь их верхней частью вперед, он начнет перемещаться горизонтально. По мере увеличения наклона ПКК 7-8 скорость его увеличится и возможен переход к скоростному его горизонтальному полету. После набора высоты и после перехода БККВ на крейсерский режим полета задние меньшие винты 21-22 отключаются от трансмиссии синхронно устанавливаются во флюгерное положение и затормаживаются. При этом путевое управление обеспечивается рулями направления 15 вертикальных килей 14. Продольное и поперечное управление БККВ осуществляется синфазным и дифференциальном отклонением ЦПГО 1 и флапперонов 13 внешних консолей 9 крыла 5 соответственно. На самолетных режимах полета БККВ при создании горизонтальной тяги его передние винты 20 - тянущие импеллеры имеют взаимно противоположное их вращения и, тем самым, соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание его крыльев 5 и 12, но и весьма повышающее эффективность крейсерского скоростного полета.After the BKKV hover mode is completed for its horizontal flight, it switches to the PKK 7-8 tilt mode and, tilting them with the upper part forward, it will begin to move horizontally. As the inclination of the PKK 7-8 increases, its speed will increase and a transition to its high-speed horizontal flight is possible. After gaining altitude and after the BKKV transition to cruising flight mode, the rear smaller propellers 21-22 are disconnected from the transmission and synchronously set to the vane position and braked. In this case, the directional control is provided by the rudders 15 of the vertical keels 14. The longitudinal and transverse control of the BKKV is carried out by the in-phase and differential deviation of the CPGO 1 and flapper 13 of the outer consoles 9 of the wing 5, respectively. In aircraft BKKV flight modes, when creating horizontal thrust, its front propellers 20 - pulling impellers are mutually opposite to their rotation and, thereby, eliminate the gyroscopic effect and provide a smoother flow around its wings 5 and 12, but also greatly increase the efficiency of cruising high-speed flight.

Таким образом, конструктивно-силовая двухбалочная схема «утка» с ЦПГО и крылом с наплывами обеспечивают максимальную разгрузку и фюзеляжа, и разновеликих несущих винтов от действия аэродинамических и массовых сил, а многовинтовые вертолеты и, особенно, с ярусным размещением несущих винтов в каждом ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2), создающих реализацию принципиально нового способа увеличения тяги канальных винтов с расположением перекрещивающихся продольных меньших винтов под центральным большим несущим винтом, что они устойчивы и управляемы, а, значит, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений и могут являться предметом их исследования и усовершенствования, но и освоения полностью электрического БККВ-0,3 и высокоскоростного турбовинтового БККВ-1,0.Thus, the constructive-force two-frame duck structure with a central passive cooling system and a wing with influxes provides maximum unloading of both the fuselage and of different-sized rotors from the action of aerodynamic and mass forces, and multi-rotor helicopters and, especially, with tier placement of rotors in each PAC by NRRV- (X1 + 2) scheme, creating an implementation of a fundamentally new way to increase the thrust of channel screws with the location of the overlapping longitudinal smaller screws under the central large rotor that they are stable and controllable, and, therefore, all of them are suitable for further engineering applications and may be the subject of their research and improvement, but also the development of the all-electric BKKV-0.3 and the high-speed turboprop BKKV-1.0.

Claims (4)

1. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами, имеющий двухбалочную схему со среднерасположенным крылом, содержит короткий фюзеляж и на его конце двигатель и задний редуктор со спаренными винтами, обеспечивающими горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением на удлиненных поворотных валах между разнесенных балок двухкилевого оперения вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он выполнен по аэродинамической схеме "утка" и с упомянутым коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленным его кормовой частью с межбалочным наплывом крыла, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z так, чтобы левый и правый ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла, образующую с задней кромкой внешних консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане, и концепции ярусного расположения разновеликих винтов (ЯРРВ), по меньшей мере, в двух ПКК по схеме ЯРРВ-(Х1+2), включающей в каждом ПКК с противоположным вращением двухлопастные винты в нижней продольной меньшей их паре, размещенной под центральным большим винтом на вертикальных валах в обтекателях, смонтированных в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости и стреловидных его секциях внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних консолей крыла, оснащенных флапперонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке, при этом вертикальные кили с рулями направления и под балочными килями, установленные на концах соответствующих балок, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии, причем при вертикальном положении каждого ПКК, имеющего как верхний четырехлопастной больший винт, так и нижние двухлопастные перекрещивающиеся меньшие винты, выполненные все из них в виде чашеобразных винтов с саблевидными в плане лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности своей втулки, образующей конус винта и выполненной в виде усеченного конуса, имеющего угол α=180°-2β, град, (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β - угол между каждой лопастью винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, чашеобразные втулки которых с V-образными как бы их лопастями размещены от оси поворота ПКК так, чтобы законцовки лопастей большего/меньших винтов размещались на входе/выходе в/из ПКК соответственно, причем при вертикальном положении каждого ПКК с разновеликими винтами, меньшие из которых обеспечивают компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной меньшей группе, а верхние большие винты при этом из двух ПКК, вращающиеся в противоположные стороны между собой, например, в правом и левом ПКК при виде сверху соответственно по часовой стрелке и против, создают также компенсацию реактивных крутящих их моментов и имеют диаметр, определяемый из соотношения: Dб=2Rм×cosβ+z, м (где: Dб - диаметр большего винта; Rм - протяженность полного размаха лопасти до оси вращения меньшего винта; cosβ - косинус угла между каждой лопастью меньшего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения; z - разнос осей вращения меньших винтов от оси Z-Z и центра ПКК), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, размещены при горизонтальном положении левого и правого ПКК таким образом, что лопасти меньших перекрещивающихся винтов, разнесенных при виде спереди от оси Z-Z и центра ПКК вниз и вверх, установлены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии соответственно, причем он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении ПКК двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов, лопасти которых установлены во флюгерное положение, оснащен движительной системой с двумя большими винтами, размещенными в передней части каждого ПКК и представляющими собой как бы тянущие чашеобразные импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 75%, так и 80% или 85% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на чашеобразные импеллеры, но и обратно, система трансмиссии, включающая синхронизирующий Т-образный в плане главный редуктор, смонтированный в центроплане крыла между левым и правым ПКК в его центре масс по оси Z-Z и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от двух газотурбинных двигателей (ГТД), расположенных один над другим по плоскости симметрии в задней части центроплана крыла в совместной гондоле и имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи от главного редуктора посредством левого и правого синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла к входным валам Т-образных угловых редукторов, выходные валы которых, направленные в противоположные стороны, связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими редукторами винтов, смонтированными совместно с Т-образным угловым редуктором в общем корпусе, выполняющим как бы роль центрального тела ПКК, и имеющими выходные вертикальные валы в обтекателях с большим и перекрещивающимися меньшими винтами, при этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в самолет с горизонтальным положением ПКК, так и выполнение автоматического отклонения флапперонов на консолях крыла на соответствующие углы, изменяющиеся соответственно от скорости и высоты полета для поддержания фюзеляжа в строго горизонтальном его положении при аварийной посадке с зафиксированными винтами во флюгерном их положении тормозами винтов.1. An unmanned tiltrotor with channel screws, having a two-beam scheme with a mid-wing, contains a short fuselage and at its end an engine and a rear gearbox with twin screws providing horizontal traction and their corresponding deviation on elongated rotary shafts between spaced beams of two-gauge empennage vertical or inclined traction , a three-post retractable wheeled chassis, characterized in that it is made according to the aerodynamic scheme "duck" and with the aforementioned short fuselage having a drop-shaped a streamlined shape and its aft part fixed with an inter-beam wing influx, mounted together with its corresponding developed center wing, having two circular cutouts from the plane of symmetry, providing inside the latter deflection of rotary annular channels (PAC) with screw reducers whose centers are located along the ZZ axis so so that the left and right PACs are equidistant from the center of mass and do not go beyond the rear edge of the wing center section, forming a sawtooth configuration with the rear edge of the outer wing consoles in terms of plan, and the concept of tiered arrangement of different-sized screws (NRRV) in at least two PACs according to the NRRV- (X1 + 2) scheme, including in each PAC with opposite rotation two-bladed screws in their lower longitudinal smaller pair located under the central a large screw on vertical shafts in fairings mounted in the body of the central body of the PKK on its profiled stiffeners and its swept sections of the inner wing, located in the plane of the swept outer wing consoles, equipped with flappers and legally A pair of television rear view cameras and made folding up in the parking lot, while the vertical keels with rudders and under the beam keels installed at the ends of the respective beams are inclined respectively to and from the plane of symmetry, and with the vertical position of each PAC having as the top four-bladed larger screw, and lower two-bladed intersecting smaller screws, made all of them in the form of cup-shaped screws with saber-shaped blades in plan, fixed by perp ndikulyarno to its conical lateral surface of the sleeve forming the taper screw and the frusto-cone having an angle α = 180 ° -2β, hail, (where: α - angle, forming a conical surface; β is the angle between each screw blade and a line perpendicular to the vertical axis of its rotation), while in each PKK there are larger and smaller screws, the cup-shaped bushings of which with V-shaped blades, as it were, are placed from the axis of rotation of the PKK so that the tips of the blades are larger / smaller screws were placed at the inlet / outlet of the PAC, respectively, with the vertical position of each PAC with different-sized screws, the smaller of which provide compensation for their reactive torques in the opposite direction of rotation I am in a longitudinal smaller group, and the upper large screws of two PACs rotating in opposite directions between each other, for example, in the right and left PAC when viewed from above, respectively, clockwise and counterclockwise, also create compensation for their reactive torques and have a diameter determined from the relation: D b = 2R m × cosβ + z, m (where: D b is the diameter of the larger screw; R m is the length of the full span of the blade to the axis of rotation of the smaller screw; cosβ is the cosine of the angle between each blade of the smaller screw and the line perpendicular to vertical Flax axis of rotation; z is the spacing of the rotation axes of the smaller screws from the ZZ axis and the center of the PAC), while in each PAC there are larger and smaller screws having both rigid fastening of the blades and without changing their cyclic pitch, and the possibility of changing their total pitch and installing their blades in the vane the position after they are stopped and fixed, placed with the horizontal position of the left and right PKK so that the blades of the smaller intersecting screws spaced apart from the front view from the ZZ axis and the center of the PKK up and down are installed perpendicular and parallel to the plane immetry, respectively, and it is equipped with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter of a six-rotor carrier circuit when their PKK is vertically arranged into a flight configuration when the PKK of a twin-rotor aircraft is horizontal, having two pairs of smaller intersecting screws disconnected from the transmission, the blades of which are installed in the vane position, equipped with a propulsion system with two large screws located at the front of each PAC and representing, as it were, pulling the bowl knowing impellers that create marching thrust for high-speed cruising flight with providing both a third higher and a second medium or first lower speed, respectively, after both vertical and short take-off in reloading variant, it is 7% or 15% more than the normal take-off weight when operating one engine, issuing, respectively, both 75% and 80% or 85% of its take-off power, which in turn is equally redistributed through the main gearbox to bowl-shaped impellers, but also vice versa, the transmission system, main synchronizing T-shaped synchronizing gear mounted in the wing center section between the left and right PAC in its center of mass along the ZZ axis and providing take-off power transmission, for example, from two gas turbine engines (GTE) located one above the other along the symmetry plane in the rear part of the wing center section in a joint nacelle and having a front shaft output for taking off their power and transmitting it from the main gearbox via the left and right synchronizing shafts laid in the nose of the inner wing input shafts of T-shaped angular gearboxes, the output shafts of which are directed in opposite directions, are connected by means of electromagnetic synchronizing clutches to the corresponding screw gearboxes, mounted together with the T-shaped angular gearbox in a common housing, which acts as a central body of the PAC, and having output vertical shafts in fairings with large and intersecting smaller screws, each GTE, forming a synchronizing system, equipped with a freewheel, outstanding By disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight any excess gas turbine engine and one gas engine in the event of its failure or both gas turbine engines in case of their joint failure, the control signal automatically changes the flight configuration to the aircraft with the horizontal position of the PAC, and performs automatic flapper deflection on the wing consoles at appropriate angles, changing respectively from the speed and altitude of the flight to maintain the fuselage in its strictly horizontal position during emergency landing with fixation screws in their vane position with brake brakes. 2. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами по п. 1, отличающийся тем, что его электрическая силовая установка (ЭСУ), выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода двойного вращения, смонтированная в обтекателе центрального тела каждого упомянутого ПКК, снабжена биротативным электродвигателем (БЭД), обеспечивающим вращение и ротора, и статора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны соответственно с упомянутыми редукторами большего и меньших винтов посредством упомянутых электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления, но и перед последней оснащена как вспомогательно-зарядной ЭСУ, включающей обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), вал ротора которого выходит в противоположные стороны для передачи крутящего момента и вращательно связанным соосно с выходным и входным валами соответственно БЭД, вращаемого от его статора, и упомянутой электромагнитной синхронизирующей муфты сцепления редуктора меньших винтов, так и системой управления электропривода, включающей все аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи и водородно-воздушные топливные элементы, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим БЭД и ОЭМГ, а также переключающим дополнительную как электрическую, так и генерирующую мощность ОЭМГ соответственно при его работе как в режиме электромотора и при передаче пиковой мощности совместно с БЭД на редуктор меньших винтов для выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и при этом с его питанием от аккумуляторов и топливных элементов совместно с БЭД, так и в режиме электрогенератора для подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который после выполнения ВВП и переходного маневра при горизонтальном положении ПКК, но и отключения задних меньших винтов по полету от трансмиссии и при полетной конфигурации двухвинтового самолета обеспечивает способ генерации электрической номинальной мощности только от внутреннего источника энергии - выходной вал, вращаемый от статора БЭД, получающий электроэнергию при этом только от топливных элементов и одновременно передающий крутящий момент с выходного вала, вращаемого от ротора БЭД, на входной вал редуктора большего винта, при этом верхняя и нижняя гондолы, выполненные в виде соответствующих быстро съемных обтекателей, имеющих специальные внутренние каркасы для совместно смонтированных аккумуляторных батарей и топливных элементов, установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждого обтекателя и подключенных посредством коммутационных специальных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ таким образом, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно, размещены соответственно в передних и задних частях верхнего и нижнего каркасов таким образом, чтобы соответственно положительные и отрицательные клеммы их полюсов были соединены между собой посредством переднего и заднего контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части верхнего и нижнего каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели режимов, верхний и нижний их которых включены между соответствующими минусами и плюсами клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов, причем между плюсами и минусами клемм верхнего и нижнего каркасов как топливных элементов, так и аккумуляторов на виде сверху включены соответственно как задний, так и передний контакторы, которые автоматически подключают и отключают напряжение на БЭД при переключении его питания с топливных элементов на аккумуляторы, так и на ОЭМГ в момент выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и переключении его в режим работы электромотора соответственно, но и подключает и отключает вырабатываемое напряжение от ОЭМГ в режиме его работы как электрогенератора и подачу на аккумуляторы после срабатывания емкостного датчика соответственно при достижении (25% от полной емкости) полной их зарядки и при одновременном (подключении) отключении вращения ОЭМГ от выходного вала БЭД, вращаемого от его статора.2. An unmanned tiltrotor with channel screws according to claim 1, characterized in that its electric power plant (ESA), made by a parallel-serial hybrid technology of double-rotation power drive, mounted in the fairing of the central body of each of the mentioned PACs, is equipped with a biotic motor (BED) ), providing rotation of both the rotor and the stator in opposite directions, the output shafts of which, also directed in opposite directions, are connected to the load for transmitting torque and rotation are properly connected respectively to the said gearboxes of the larger and smaller screws by means of the mentioned electromagnetic synchronizing clutch, but also before the latter it is equipped as an auxiliary charging ESU, including a reversible electric motor-generator (OEMG), the rotor shaft of which rotates in opposite directions to transmit torque and rotationally connected coaxially with the output and input shafts of the BED rotated from its stator, respectively, and said electromagnetic synchronizing clutch of the gearbox smaller screws, and an electric drive control system that includes all rechargeable fast-rechargeable batteries and hydrogen-air fuel cells, an energy converter with a power transmission control unit that connects and disables the BED and OEMG, and also switches additional electric and generating OEM power, respectively during its operation both in the electric motor mode and during the transfer of peak power together with the BED to the reducer of smaller screws for fulfilling GDP or freezing in the reloading variant e and at the same time with its power from batteries and fuel cells in conjunction with BED, and in the mode of an electric generator for recharging batteries from OEMG, which after performing GDP and transition maneuver with the PAC horizontal, but also disconnecting the rear smaller screws in flight from the transmission and when the flight configuration of a twin-screw aircraft provides a method of generating electric rated power only from an internal energy source - the output shaft rotated from the stator of the BED, receiving electric power while from the fuel elements and simultaneously transmitting torque from the output shaft rotated from the BED rotor to the input shaft of the gearbox of the larger screw, the upper and lower nacelles made in the form of corresponding quickly removable fairings having special internal frames for jointly mounted batteries and fuel cells installed respectively from the front and rear ends to the middle of each fairing and connected through switching special power dividers to the BED and O MG so that all the batteries and fuel cells are interconnected in series, placed respectively in the front and rear parts of the upper and lower frames so that, respectively, the positive and negative terminals of their poles are interconnected by the front and rear contactors, and the negative and the positive terminals of their poles are connected in the middle of the upper and lower frame together with the power divider through the corresponding mode switches, their upper and lower cat They are connected between the corresponding minuses and pluses of the terminals and which connect the voltage either jointly from the batteries and fuel cells to the BED and OEMH or only separately to the OEMH and BED respectively from the batteries and fuel cells, between the pluses and minuses of the terminals of the upper and lower frames both the fuel cells and the batteries in the top view, respectively, include both the rear and front contactors, which automatically connect and disconnect the voltage on the BED when switching its power from of fuel cells to batteries, and to OEM at the moment of GDP fulfillment or freezing in the reloading variant and switching it to the electric motor operation mode, respectively, but it also connects and disconnects the generated voltage from OEM in its operation mode as an electric generator and supply to the batteries after the capacitive sensor is triggered accordingly, when they reach full charge (25% of the full capacity) and at the same time (connect) the OEM rotation is disconnected from the BED output shaft rotated from its stator. 3. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами по п. 1 или 2, отличающийся тем, что с целью уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого чашеобразного винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу каждой 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 размаха 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 размаха каждой лопасти R 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 чашеобразного винта и 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, образуя в направлении вдоль всей протяженности полного размаха как бы усеченную ее клиновидность.3. An unmanned convertiplane with channel screws according to claim 1 or 2, characterized in that in order to reduce the frontal drag of each bowl-shaped 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 a saber shape in plan with a pointed towards its end of each vivid ending optimized for horizontal flight at high speed, which is an effective means to reduce the adverse effects of air compressibility, in particular The appearance of jumps in compaction 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 full span of each blade R and shifted in the forward direction in such a way as to balance a certain backward shift of its animate tip having a leading edge at its end with a sweep angle of χ = 44 ° and contributing to the appearance of intense and stable vortices that push the boundary of the flow stall, especially when given the blade moves in the opposite direction to the translational flight during hovering, while in order to be able to move the stall boundaries as well as to ensure power gain at high speeds of horizontal flight, each blade in a certain area at its end, located between 5 / 6 R to the full extent of each blade R, taking into account its sharpened animated tip, has an increased degree of some linear aerodynamic twist with some full amplitude, the value of which is enclosed in the range from -7 ° to -12 °, between the center of each bowl-shaped screw and the animated tip of each blade, and in order to be able to reduce the undesirable effects associated with air compressibility, the relative thickness of the profile of each blade is maintained at a level of 14 to 12% at that parts of the blade where the chord has a relatively short 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 end of the ival tip of each blade, blowing in the direction along the entire length of the full range as if its truncated wedge-shaped. 4. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами по п. 3, отличающийся тем, что 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 передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, но 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.4. An unmanned convertiplane with channel screws according to claim 3, characterized in that each said blade made, for example, of composite materials, with the simultaneous molding along the entire length of its full range of R sections into a series of even different-sized zones both on its upper and 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 front edges in the corresponding zone, located in the middle from the center of pressure of the blades to its leading edge, and twice the length from the width of the thickenings, equal to b = 5/9 of the aerodynamic chord of the blade, but also corresponding to the refinement to its front and rear edges, made respectively arched and sawtooth in plan in the corresponding zone, but also on the thickness 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, its even lower thickening with the subsequent odd upper thickening form to have a sinusoidal configuration when viewed from the side along its full magnitude R.
RU2016117632A 2016-05-04 2016-05-04 Unmanned vertiplane with channel propellers RU2629473C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016117632A RU2629473C1 (en) 2016-05-04 2016-05-04 Unmanned vertiplane with channel propellers

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016117632A RU2629473C1 (en) 2016-05-04 2016-05-04 Unmanned vertiplane with channel propellers

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2629473C1 true RU2629473C1 (en) 2017-08-29

Family

ID=59797798

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016117632A RU2629473C1 (en) 2016-05-04 2016-05-04 Unmanned vertiplane with channel propellers

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2629473C1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108176062A (en) * 2017-12-28 2018-06-19 聂梓蕴 A kind of convertible model plane of state of flight
CN109353500A (en) * 2018-11-08 2019-02-19 南京航空航天大学 A kind of aircraft of dwelling installing hydrofoil additional more
RU2712352C1 (en) * 2019-04-24 2020-01-28 Общество с ограниченной ответственностью "Инэнерджи" (ООО "Инэнерджи") Unmanned aerial vehicle with fuel cell battery cooling system
WO2022225421A1 (en) * 2021-04-20 2022-10-27 Общество С Ограниченной Ответственностью "Научно-Производственное Объединение Имени Петрова В.А." Vertical take-off and landing aircraft
RU2786031C2 (en) * 2018-06-25 2022-12-16 коптер груп аг Aircraft with main rotor with electric drive for actuation of main rotor and/or tail rotor of this aircraft with main rotor

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3335977A (en) * 1965-06-16 1967-08-15 Ludwig F Meditz Convertiplane
WO2011146349A2 (en) * 2010-05-17 2011-11-24 Piasecki Aircraft Corp. Modular and morphable air vehicle
US20130026305A1 (en) * 2011-07-29 2013-01-31 Agustawestland S.P.A. Convertiplane
RU139040U1 (en) * 2013-09-27 2014-04-10 Общество с ограниченной ответственностью "Ланнер" AIRCRAFT "LANNER"
CN104176250A (en) * 2013-05-23 2014-12-03 中国直升机设计研究所 Vertical take-off and landing rotor aircraft with ducts built in wings

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3335977A (en) * 1965-06-16 1967-08-15 Ludwig F Meditz Convertiplane
WO2011146349A2 (en) * 2010-05-17 2011-11-24 Piasecki Aircraft Corp. Modular and morphable air vehicle
US20130026305A1 (en) * 2011-07-29 2013-01-31 Agustawestland S.P.A. Convertiplane
CN104176250A (en) * 2013-05-23 2014-12-03 中国直升机设计研究所 Vertical take-off and landing rotor aircraft with ducts built in wings
RU139040U1 (en) * 2013-09-27 2014-04-10 Общество с ограниченной ответственностью "Ланнер" AIRCRAFT "LANNER"

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108176062A (en) * 2017-12-28 2018-06-19 聂梓蕴 A kind of convertible model plane of state of flight
CN108176062B (en) * 2017-12-28 2019-03-29 聂梓蕴 A kind of convertible model plane of state of flight
RU2786031C2 (en) * 2018-06-25 2022-12-16 коптер груп аг Aircraft with main rotor with electric drive for actuation of main rotor and/or tail rotor of this aircraft with main rotor
CN109353500A (en) * 2018-11-08 2019-02-19 南京航空航天大学 A kind of aircraft of dwelling installing hydrofoil additional more
RU2712352C1 (en) * 2019-04-24 2020-01-28 Общество с ограниченной ответственностью "Инэнерджи" (ООО "Инэнерджи") Unmanned aerial vehicle with fuel cell battery cooling system
WO2022225421A1 (en) * 2021-04-20 2022-10-27 Общество С Ограниченной Ответственностью "Научно-Производственное Объединение Имени Петрова В.А." Vertical take-off and landing aircraft

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN211033016U (en) Aircraft capable of vertically taking off and landing
CA2996633C (en) A variable pitch rotor, a gyro stabilized aircraft and a wind-driven power generator using the variable pitch rotor, and a stationary launching device
RU2627965C1 (en) High-speed amphibious rotorcraft
RU2538737C2 (en) Rotor "air wheel", gyrostabilised aircraft and wind-driven electric plant using rotor "air wheel", surface/deck devices for their start-up
RU2527248C1 (en) Drone with hybrid power plant (versions)
RU2629475C1 (en) High-speed turbofan combined helicopter
RU2521090C1 (en) High-speed turboelectric helicopter
RU2548304C1 (en) Multirotor convertible high-speed helicopter
RU2629473C1 (en) Unmanned vertiplane with channel propellers
RU2657706C1 (en) Convertiplane
RU2636826C1 (en) High-speed helicopter with crossed screws
RU2547155C1 (en) Multi-rotor unmanned electroconvertible aircraft
KR20220029575A (en) Vertical take-off and landing aircraft using a fixed forward tilted rotor to simulate rigid wing aerodynamics
RU2648503C1 (en) Unmanned convertiplane with an arched wing
RU2550909C1 (en) Multirotor convertible pilotless helicopter
RU2609856C1 (en) Fast-speed convertible compound helicopter
RU2543120C1 (en) Multirotor hybrid electrical convertiplane
RU2652863C1 (en) High-speed hybrid helicopter-aircraft
RU2542805C1 (en) Vtol aircraft with hybrid power plant
RU2611480C1 (en) Multi-screw unmanned rotorcraft
RU2532672C1 (en) Heavy convertible electric drone
RU2598105C1 (en) Multirotor unmanned high-speed helicopter
RU2653953C1 (en) Unmanned high-speed helicopter-airplane
RU2643063C2 (en) Unmanned aircraft complex
RU2661277C1 (en) Unmanned carrier-based convertible rotorcraft

Legal Events

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

Effective date: 20190505