RU2652863C1 - High-speed hybrid helicopter-aircraft - Google Patents
High-speed hybrid helicopter-aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2652863C1 RU2652863C1 RU2017117743A RU2017117743A RU2652863C1 RU 2652863 C1 RU2652863 C1 RU 2652863C1 RU 2017117743 A RU2017117743 A RU 2017117743A RU 2017117743 A RU2017117743 A RU 2017117743A RU 2652863 C1 RU2652863 C1 RU 2652863C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flight
- blades
- screws
- fairing
- speed
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 14
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 claims abstract description 11
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 23
- 230000008014 freezing Effects 0.000 claims description 15
- 238000007710 freezing Methods 0.000 claims description 15
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims description 13
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 8
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 6
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims description 5
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 5
- 241000008225 Pogonichthys macrolepidotus Species 0.000 claims description 4
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 claims description 4
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 4
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 4
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 3
- 241000145637 Lepturus Species 0.000 claims description 2
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 2
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 2
- 230000001447 compensatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 2
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 claims description 2
- 230000035939 shock Effects 0.000 claims description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims 1
- 239000003638 chemical reducing agent Substances 0.000 abstract description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract description 2
- 241000985905 Candidatus Phytoplasma solani Species 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 101100449067 Neurospora crassa (strain ATCC 24698 / 74-OR23-1A / CBS 708.71 / DSM 1257 / FGSC 987) cbs-2 gene Proteins 0.000 description 2
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 241000935974 Paralichthys dentatus Species 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 239000002360 explosive Substances 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 238000004128 high performance liquid chromatography Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 210000004894 snout Anatomy 0.000 description 1
- 230000004584 weight gain Effects 0.000 description 1
- 235000019786 weight gain Nutrition 0.000 description 1
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
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/04—Helicopters
- B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
- B64C27/10—Helicopters with two or more rotors arranged coaxially
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции скоростных гибридных вертолетов-самолетов с двухвинтовыми соосной и движительно-рулевой системами, включающими два с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный или короткий взлет и посадку (ВВП или КВП), и толкающие винты в задних кольцевых каналах для скоростного полета при зафиксированных двух лопастях-крыльях нижнего и верхнего однолопастных винтов, размещенных соответственно над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки и вращающихся между вертикально разнесенных балок.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of high-speed hybrid helicopters-aircraft with twin-screw coaxial and propulsion-steering systems, including two with opposite rotation of the rotors, providing vertical or short take-off and landing (GDP or KVP), and pushing screws in the rear annular channels for high-speed flight with two fixed wing blades of the lower and upper single-blade propellers located respectively above the fuselage and under the fairing she beams and rotating between the vertically spaced beams.
Известен скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR/FVL компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха.Known high-speed helicopter model "AVX" according to the JMR / FVL program of the company "AVX Aircraft Company" (USA), having a twin-screw coaxial circuit with main rotors and a power unit (SU) with engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts to the main rotors and on propulsive screws in annular channels mounted on the second wing of a highly arranged tandem circuit with wings of equal proportions.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем», двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ соосным несущим винтам и тяговым винтам в кольцевых каналах, смонтированных на консолях второго крыла, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12 тонн. Скоростной вертолет "AVX", имея скорость полета до 430-450 км/ч, дальность полета до 1400 км и динамический потолок 5176 м, может применяться для транспортировки 16 человек.Signs that coincide - the presence of a high-lying tandem scheme, two SU turboshaft engines, a main gearbox and transmission shafts transmitting the SU power to the coaxial rotors and traction screws in the annular channels mounted on the second wing consoles, ensuring both GDP or freezing, and its progressive horizontal high-speed flight. Rotation of the rotors - synchronizing and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 5900 kg with a take-off weight of 12 tons. The high-speed helicopter "AVX", with a flight speed of up to 430-450 km / h, a flight range of up to 1400 km and a dynamic ceiling of 5176 m, can be used to transport 16 people.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и тяговыми винтами в задних кольцевых каналах, используемыми только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 9,7% от их диаметра). Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета и улучшения показателей топливной эффективности менее чем 87,55 г/пасс⋅км.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and traction screws in the rear annular channels that are used only on cruising flight modes, which increases the parasitic mass during GDP and reduces the weight return and range. The second is that the lack of vertical tail creates an insufficient reserve of track stability, especially at horizontal flight speeds of more than 180 km / h, which leads to an increase in yaw, known as the “Dutch step”, which tends to increase with an increase in take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of each of them greatly complicates their design, and the constant vibrations that occur during the operation of their swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of two screws with automatic swash plates of their blades significantly increases the mass of control units, the main gearbox and its height (providing a separation between the blades of the lower and upper screws of 9.7% of their diameter). The fifth one is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting, there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors with swash plates, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the flight range and improving fuel efficiency indicators to less than 87.55 g / passenger-km.
Известен беспилотный винтокрыл модели Quadcruiser европейской фирмы Airbus Group, имеющий четыре подъемных и один маршевый вертикально и горизонтально ориентированных двигателя соответственно с несущими и задним винтами, используемыми на вертолетных и самолетных режимах полета и размещенными на концах тандемных крыльев и фюзеляжа за вторым крылом в мотогондолах.The unmanned rotorcraft of the Quadcruiser model of the European company Airbus Group is known, having four lifting and one marching vertically and horizontally oriented engines, respectively, with main and rear rotors used in helicopter and aircraft flight modes and located at the ends of the tandem wings and fuselage behind the second wing in nacelles.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенных тандемных крыльев, снабженных четырьмя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю продолговатую гондолу, вынесенную за соответствующие кромки крыльев с вертикально ориентированными электромоторами и несущими винтами. Толкающий винт, расположенный соответственно сзади фюзеляжа за вертикальным оперением, обеспечивает маршевую тягу для горизонтального крейсерского полета со скоростью 90 км/ч.Signs that coincide are the presence of high-lying tandem wings equipped with four engine nacelles, each of which has a front elongated nacelle extended beyond the corresponding wing edges with vertically oriented electric motors and rotors. A pushing screw located respectively behind the fuselage behind the vertical tail provides marching thrust for horizontal cruising at a speed of 90 km / h.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что "Quad-cruiser" четырехвинтовой несущей схемы и с задним толкающим винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на самолетных режимах полета, имеет сложную схему управления электромоторами при независимом вращении четырех несущих винтов на вертолетных режимах полета, малую полезную нагрузку и весовую отдачу. Вторая - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом несущие винты одинакового диаметра имеют радиусы, не превышающие длину продолговатых гондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Кроме того, это также усложняет конструкцию крыла с надкрыльными мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его планера. Третья - это то, что аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для крейсерского полета, создают тандемные крылья, являясь несущими аэродинамическими поверхностями, а дополнительную подъемную силу - четыре несущих винта, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с крыльями ограничена. Поэтому возможность увеличения весовой отдачи при повышении скорости, взлетного веса и времени полета боле 50 минут, но и стояночных размеров планера весьма ограничено.Reasons that impede the task: the first is that the "Quad-cruiser" of the four-screw carrier circuit and with a rear pushing propeller of a constant pitch at the end of the fuselage, used only in airplane flight modes, has a complicated electric motor control circuit with the independent rotation of the four rotors on helicopter flight modes, low payload and weight return. The second is that the rotors of the same diameter located on the wing nacelles of the tandem have radii not exceeding the length of the elongated nacelles on the wing, which limits its take-off weight. In addition, it also complicates the design of the wing with elytron nacelles and, as a result, increases the mass of its glider. The third one is that its aerodynamic design, in which the main lifting force necessary for cruising, is created by tandem wings, which are the supporting aerodynamic surfaces, and the additional lifting force is four rotors, but their component in the total aerodynamic lifting force with wings is limited . Therefore, the possibility of increasing weight return with increasing speed, take-off weight and flight time is more than 50 minutes, but the parking size of the airframe is very limited.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель силовой установки (СУ), передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты и задний винт, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки за хвостовым оперением.Closest to the proposed invention is a high-speed helicopter "Raider S-97" company Sikorsky (USA), made according to the twin-screw coaxial circuit, has a power plant engine (SU), which transmits torque through the main gearbox and transmission shaft system to the rotors and rear screw mounted respectively above the center of mass and at the end of the tail boom behind the tail.
Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным несущим винтам диаметром 10,3 5 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 5217 кг. Скоростной вертолет "Raider S-97", имея крейсерскую скорость полета до 440 км/ч, радиус действия до 600 км и динамический потолок 4570 м, может применяться для транспортировки 6 человек с обеспечением топливной эффективности не менее чем 87,93 г/пасс⋅км.Signs of coincidence are the presence of a two-tail plumage, a GE-YT706 turboshaft engine with a power of 2600 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to a three-blade coaxial rotor with a diameter of 10.3 5 m and a six-blade pushing screw with a diameter of 2.13 m, providing both the implementation of GDP or freezing, and its horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial screws is synchronized and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 1000 kg with a take-off weight of 5217 kg. High-speed helicopter Raider S-97, with a cruising flight speed of up to 440 km / h, a range of up to 600 km and a dynamic ceiling of 4570 m, can be used to transport 6 people with fuel efficiency of at least 87.93 g / pass / km
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета. Это увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при длине фюзеляжа 11,752 м и диаметре несущих винтов 10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м2 и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м2 при ПН=1,0 тонна. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 8,5% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Кроме того, отсутствие над соосными несущими винтами верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность безопасного использования средств спасения на парашюте без соприкосновения его строп с лопастями несущих винтов. Все это ограничивает возможность улучшения весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, но и предопределяет высокий удельный расход топлива.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and with a rear thrust propeller, used only in cruising flight modes. This increases the parasitic mass during the implementation of GDP and reduces the weight return and range. The second one is that with a fuselage length of 11.752 m and a rotor diameter of 10.35 m, it determines the take-off / parking area of 121.63 / 121.63 m 2 and the corresponding specific take-off / parking capacity of the payload 8.2.2216 / 8 , 2216 kg / m 2 at MON = 1.0 ton. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of the lower one significantly complicates their design, and the constant vibrations arising from the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of two screws with automatic swash plates of their blades significantly increases the mass of control units, the main gearbox and its height (providing a separation between the blades of the lower and upper screws of 8.5% of their diameter), which limits the possibility of basing. The fifth is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap. In addition, the absence of a transverse V above the coaxial rotors with an angle (ψ> 0) precludes the safe use of rescue equipment by parachute without touching its slings with rotor blades. All this limits the possibility of improving the weight return, increasing the speed and range, but also determines the high specific fuel consumption.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете "Raider S-97" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса при использовании останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, упрощения продольно-поперечной управляемости как при висении, так и скоростном горизонтальном полете, но и при переходных маневрах, а также повышения показателей топливной эффективности и уровня безопасности полетов.The present invention solves the problem in the above-mentioned well-known high-speed helicopter "Raider S-97" to increase the payload and weight gain, increase the speed and range, reduce vibrations and eliminate the occurrence of resonance when stopping and non-retractable wing-propellers in flight, simplifying the longitudinal lateral controllability both during hovering and high-speed horizontal flight, but also during transitional maneuvers, as well as improving fuel efficiency and flight safety.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и упомянутой двухвинтовой соосной несущей (ДСНС), включающей над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки ярусно-двухбалочной схемы в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и двухвинтовую ДРС-Х2 с толкающими меньшими винтами, смонтированными в задних кольцевых каналах (ЗКК) как для создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего больших НВ, смонтированных соответственно над фюзеляжем с высокорасположенным задним стреловидным крылом (ЗСК) и под овальным в плане обтекателем верхней балки с высокорасположенным передним крылом обратной стреловидности (КОС), образующим с нижним ЗСК при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным наравне с ЗСК закрылками и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды ЗСК и КОС соответственно назад и вперед по полету во время выполнения ВВП и зависания или стоянки на земле соответственно для уменьшения потерь в вертикальной тяги ДСНС-Х2 или стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных назад по полету между верхней и нижней вертикально разнесенных хвостовых балок, образующих удобообтекаемые конфигурации соответственно на концах обтекателя верхней балки и фюзеляжа и обеспечивающих свободное вращение больших НВ между как консолей КОС и ЗСК, смонтированных соответственно с положительным и отрицательным углом поперечного V, так и хвостовых балок, связанных на их концах по оси симметрии трапециевидным межбалочным килем с рулем направления, имеющим трапециевидные подфюзеляжный киль и стабилизатор, на консолях последнего смонтированы редукторы меньших винтов в левом и правом ЗКК и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и рулевой ДРС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях и синхронно втянутых телескопических противовесов в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно от плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с ее консолями схему свободно несущего разноуровнего триплана, но и обратно, при этом однолопастные нижний и верхний НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с центропланом переднего КОС в обтекателе верхней балки, причем в ДРС-Х2 в ЗКК с флюгерно-реверсивными меньшими винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения как пары верхних и нижних, так и пары левых и правых рулей высоты в соответствующих ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответствующих ЗКК как снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от центра каждого ЗКК, внешние концы которых отогнуты к их центральной оси и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ±15°, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком каждой балки.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known high-speed helicopter "Raider S-97", closest to it, is the fact that it is equipped with two systems with different-sized propellers in the propulsion-steering (DRS) and the said twin-screw coaxial carrier (ДСНС), including over the fuselage and under the fairing of the upper beam of the tier-two-beam scheme in DSNS-X2 a couple with the opposite rotation of the single-blade large rotors (HB) with profiled counterweights, providing the creation of vertical thrust only with vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and a twin-screw DRS-X2 with pushing smaller screws mounted in the rear annular channels (ZKK) both to create control moments when performing GDP and hovering, as well as marching thrust at high-speed horizontal flight and two fixed wing blades of the upper and lower large HB mounted respectively above the fuselage with a highly located rear swept wing (WCC) and under the oval in the plan view fairing of the upper beam with a highly located front a reverse sweep snout (CBS), which forms an X-shaped sweep with a lower KSK when viewed from above and equipped with flaps along with the KSK and the possibility of synchronous rotation of their consoles in the plane of the KSK and KOS chords, respectively, back and forth along the flight during GDP and freezing or parking on the ground, respectively, to reduce losses in the vertical thrust of the DSNS-X2 or the parking area with fixed wing blades along the axis of symmetry and installed backward in flight between the upper and lower vertically spaced gantry beams forming streamlined configurations respectively at the ends of the fairing of the upper beam and the fuselage and providing free rotation of large HB between both KOS and ZSK consoles mounted respectively with a positive and negative transverse V angle, and tail beams connected at their ends along the trapezoid axis of symmetry inter-beam keel with rudder with trapezoidal ventral keel and stabilizer; on the consoles of the latter, gearboxes of smaller screws are mounted in the left and right ZKK and flnn with the possibility of converting its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with ДСНС-Х2 and a steering ДРС-Х2 into a corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with a marching ДРС-Х2, respectively, with single-blade HB operating in modes close to their autorotation or with fixed wing blades and telescopic counterweights synchronously pulled into the fairings of single-bladed HB bushings, the blades of which are placed perpendicular to the plane of symmetry and extended from the latter outward into the opposite sides, increasing both the area and the bearing capacity of the wing system with an X-shaped sweep (CWS), and forming with its consoles a diagram of a freely carrying multilevel triplane, but also vice versa, while the single-blade lower and upper HB mounted on the corresponding output shafts of the main gearboxes, the upper hollow of which is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the latter, which is rigidly fixed with its lower end to the main gearbox housing, and the upper one is centered relative to its top of its shaft with the help of a bearing assembly so that the upper part of the support protruding from the shaft is fixed together with the front CBS center wing in the fairing of the upper beam, and in the DRS-X2 in the ZKK with vane-reversing smaller screws having both rigid fastening of the blades and the possibility of changing their common step and installation of their blades in the vane position after they stop and fix for emergency landing with autorotating HB, but also the possibility of creating marching thrust during horizontal high-speed flight, and also direct and reverse horizontal thrust of DRS-X2 when performing GDP and freezing for corresponding translational movement along its longitudinal axis and performing intensive blowing after preliminary in-phase and differential deviation of both a pair of upper and lower, and a pair of left and right elevators in the corresponding ZKK, changing respectively the longitudinal and transverse balancing during the implementation of GDP and freezes, installed at the output of the corresponding ZKK as bottom and top by half the radius smaller screws from the center of each ZKK, the outer ends of which are bent to their central axis and have developed limbs with a sweep along the leading edge, providing the rudders to deviate up and down by angles of attack of ± 15 °, while single-bladed HB, creating air flows, which, reducing noise and vibrations, but also reducing aerodynamic interference, do not interact with smaller screws in the CCZ and are made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also creating complete compensation of reactive torques in the opposite direction of rotation between the screws in a spaced pair along the height of the HB, for example, when viewed from above, the upper and lower HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades pass over the left and right sides of the fuselage from the rear to the bow of the nose and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of lateral and directional control when performing GDP and freezing and creating a smoother th of airflow of each beam.
Кроме того, упомянутые консоли КОС и ЗСК выполнены с возможностью их синхронного складывания соответственно вверх и вниз при их соответствующем размещении над обтекателем верхней балки и вдоль бортов фюзеляжа, при этом однолопастные НВ со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом треугольной в плане формы, образующей задние вогнутые кромки во внутрь лопасти в точке максимальной ее хорды (bmaxHB), совмещенной в уступе-вырезе с вершиной равнобедренного треугольника в плане, образующего как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/3 от хорды bmaxHB и 2/3 от толщины cmaxHB, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (rтп) во втянутом и выдвинутом положении равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, и 30% от радиуса НВ соответственно, при этом каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее округлую в плане форму, причем при выполнении КВН и винтокрылого горизонтального полета консоли КОС и ЗСК, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли КОС и ЗСК в консоли с обратным сужением, создающим повышение несущей их способности на винтокрылых режимах полета при обдуве их консолей в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от однолопастных НВ, размещенных в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 и работающих совместно с маршевой тягой ДРС-Х2 в ЗКК, продольная ось которых размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей при виде сбоку соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом НВ снабжены системой обтекателей, имеющей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос между лопастью нижнего и верхнего НВ не менее 14% от их радиуса, причем обтекатель, колонки валов имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок НВ, при этом обтекатель колонки валов, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем обтекатель верхней балки, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе, при этом в системе крыльев ХОС переднее КОС и нижнее ЗСК с равновеликими площадями имеют в сумме 69% от общей площади системы крыльев ХОС совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух, например, турбовальных или турбодизельных двигателей (ТВаД или ТДД) обеспечивается главным многоуровневым и кормовым редукторами на однолопастные НВ ДСНС-Х2 и меньшие винты ДРС-Х2 в ЗКК соответственно 90% и 10% от располагаемой взлетной их мощности на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN=3,04 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ перераспределяется 70% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньшие винты в ЗКК, но и обратно.In addition, the aforementioned KOS and ZSK consoles are made with the possibility of their simultaneous folding up and down, respectively, when they are located above the fairing of the upper beam and along the sides of the fuselage, while single-bladed HBs with a stepped profile of the end part on one third radius of each with reverse narrowing of the blade, having an end chord of a blade 2.0 times larger than its root chord and a wedge-shaped profile with an angle α = 10 ° and a continuous lower surface, made with an upper ledge-cut of a triangular shape in plan, forming s concave rear edge inwardly into the blade at its maximum chord (b maxHB), combined in a ledge-recess with the vertex of an isosceles triangle in plan, forming both the width and depth profile configuration steps - is correspondingly 1/3 of the
Кроме того, клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью, выполнены с нижним уступом-вырезом треугольной в плане формы, которые снабжены возможностью их перемещения в вертикальной плоскости как синфазно, так и дифференциально, но и синхронно с уступом-вырезом другого НВ.In addition, the wedge-shaped profiles of the HB blades and their continuous upper surface are made with a lower ledge-cut of a triangular shape, which are equipped with the ability to move them in the vertical plane both in phase and differentially, but also synchronously with the ledge-cut of another HB.
Кроме того, для повышения скорости горизонтального полета и тяговооруженности комбинированной его СУ упомянутые толкающие винты 12-13 в ЗКК 14 выполнены с приводом от кормового турбовентиляторного двигателя (КТВД), турбина которого смонтирована на конце тонкой хвостовой балки, охватываемой обтекателем кольцевого вентилятора, вынесенного вперед и вдоль оси симметрии от его турбины и снабженного газодинамическим приводом КТВД от упомянутых ТВаД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (πк) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки 28 его потока на привод КТВД, который включает турбину 29 с выходным валом и планетарным редуктором 30 привода вентилятора 31 в кольцевом обтекателе 32 от выходного вала крестообразного в плане редуктора 33 через муфту сцепления 34, дополнительную камеру сгорания 35 с регулятором расхода топлива и запалом, S-образный при виде сбоку канал подвода газа 36 к турбине 29, центральное тело, канал отвода газов 37 и топливопровод 38, который используется только при выполнении КВП для подачи топлива в дополнительную камеру сгорания КТВД, затем после короткого взлета в перегрузочном варианте и перехода на горизонтальный высокоскоростной крейсерский полет система 38 подвода топлива частично перекрывается при одновременном увеличении подвода газа к турбине 29 КТВД от работающих ТВаД, отключенных от системы трансмиссии привода НВ и, значит, по мере исключения отбора мощности на НВ 19-20 от взлетной мощности двух ТВаД, позволяющих увеличить отбор газа от них, а при больших величинах заданного отбора газа для поддержания заданного значения маршевой тяги кольцевого вентилятора 31 и двух толкающих винтов 12-13 при требуемой подаче топлива в камеру его сгорания 35 уменьшается, то по мере опережающего их дросселирования компенсаторный при этом отбор газа от двух ТВаД увеличивается, при этом на входе и выходе кольцевого обтекателя смонтированы силовые передние и задние ребра жесткости, смонтированные на соответствующих частях разрезной хвостовой балки и жестко связанные между собой силовыми обечайками, закрепленными внутри кольцевого обтекателя, причем ширина разреза хвостовой балки и высота зазора между наружной поверхностью последней и внутренней поверхностью кольцевого обтекателя обеспечивают свободное вращение кольцевого вентилятора и работу его лопаток в межкорпусном зазоре, при этом ступица со спицами кольцевого вентилятора закреплена на выходном валу крестообразного в плане редуктора так, что выступающая часть вала из ступицы передним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри передней разрезной части хвостовой балки.In addition, to increase the speed of horizontal flight and the thrust-weight ratio of its combined SU, the said pushing screws 12-13 in ZKK 14 are made with a drive from a stern turbofan engine (KTVD), the turbine of which is mounted at the end of a thin tail boom, covered by a cowl of a ring fan, which is moved forward and along the axis of symmetry from its turbine and equipped with a gas-dynamic drive of the high-pressure turbojet engine from the above-mentioned high-pressure air tubes having each degree of air compression (π k ) of at least 15.0 under static conditions in their compressor x high pressure, but also a system for gas selection and delivery 28 of its flow to the KTVD drive, which includes a
Кроме того, привод кольцевого вентилятора 31 и двух толкающих винтов 12-13 обеспечивается системой трансмиссией от главного редуктора посредством соосных продольных задних валов соответственно наружным и внутренним из них и соответственно через муфту сцепления и Т-образный в плане промежуточный кормовой редуктор с поперечными валами и угловыми редукторами толкающих винтов 12-13, при этом выступающая часть наружного вала из ступицы кольцевого вентилятора 31 задним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри задней разрезной части хвостовой балки.In addition, the drive of the
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной гибридный вертолет-самолет (СГВС), который снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и упомянутой двухвинтовой соосной несущей (ДСНС), включающей над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки ярусно-двухбалочной схемы в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при выполнении ВВП и КВП, и двухвинтовую ДРС-Х2 с толкающими меньшими винтами, смонтированными в задних кольцевых каналах (ЗКК) как для создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего больших НВ, смонтированных соответственно над фюзеляжем с высокорасположенным задним стреловидным крылом (ЗСК) и под овальным в плане обтекателем верхней балки с высокорасположенным передним крылом обратной стреловидности (КОС), образующим с нижним ЗСК при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным наравне с ЗСК закрылками и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды ЗСК и КОС соответственно назад и вперед по полету во время выполнения ВВП и зависания или стоянки на земле соответственно для уменьшения потерь в вертикальной тяги ДСНС-Х2 или стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных назад по полету между верхней и нижней вертикально разнесенных хвостовых балок, образующих удобообтекаемые конфигурации соответственно на концах обтекателя верхней балки и фюзеляжа и обеспечивающих свободное вращение больших НВ между как консолей КОС и ЗСК, смонтированных соответственно с положительным и отрицательным углом поперечного V, так и хвостовых балок, связанных на их концах по оси симметрии трапециевидным межбалочным килем с рулем направления, имеющим трапециевидные подфюзеляжный киль и стабилизатор, на консолях последнего смонтированы редукторы меньших винтов в левом и правом ЗКК и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и рулевой ДРС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях и синхронно втянутых телескопических противовесов в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно от плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с ее консолями схему свободно несущего разноуровнего триплана, но и обратно, при этом однолопастные нижний и верхний НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с центропланом переднего КОС в обтекателе верхней балки, причем в ДРС-Х2 в ЗКК с флюгерно-реверсивными меньшими винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения как пары верхних и нижних, так и пары левых и правых рулей высоты в соответствующих ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответствующих ЗКК как снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от центра каждого ЗКК, внешние концы которых отогнуты к их центральной оси и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ±15°, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком каждой балки. Все это позволит в СГВС при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение СУ с двумя ТВаД за центром масс обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВаД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель фюзеляжа, но и его аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление каждого профилированного балансировочного противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это вертикальные перемещения СГВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно соосных однолопастных НВ. В синхронизированных соосных однолопастных НВ моменты Mкрен и Mпрод от верхнего и нижнего однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через ярусно-двухбалочную схему взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой соосной схеме будет в 1,26-1,28 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 50% топливную эффективность в сравнении со скоростными вертолетами "Raider S-97" и "AVX". Более того, это позволит также в сравнении с традиционными крыльями турбовинтового самолета повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициент поднятия системы крыльев ХОС, имеющей совместно с лопастями-крыльями НВ в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета палубного СГВС.Owing to the presence of these features, it is possible to master a high-speed hybrid helicopter-plane (СГВС), which is equipped with two systems with different-sized propellers in the propulsion-steering (DRS) and the mentioned twin-screw coaxial bearing (ДСНС), including above the fuselage and under the fairing of the upper beam tier-two-beam circuits in DSNS-X2 a pair with opposite rotation of single-blade large rotors (NV) with profiled counterweights, ensuring the creation of vertical traction only when performing GDP and KVP, and a twin-screw DRS-X2 with pushing them with smaller screws mounted in the rear annular channels (ZKK) both for creating control moments during the performance of GDP and freezing, and for marching thrust during high-speed horizontal flight and two fixed wing blades of the upper and lower large HB mounted respectively above the fuselage with a highly located rear sagittal wing (ZSK) and under the oval in the fairing of the upper beam with a highly located front wing of the reverse sweep (CBS), forming with the lower ZSK when viewed from above X-shaped page liberty and flaps equipped along with the ZSK and the possibility of simultaneous rotation of their consoles in the plane of the ZSK and KOS chords, respectively, back and forth along the flight during GDP and hovering or standing on the ground, respectively, to reduce losses in the vertical thrust of the DSNS-X2 or the parking area with fixed wing-blades along the axis of symmetry and installed backward in flight between the upper and lower vertically spaced tail beams, forming streamlined configurations, respectively, at the ends of the fairing I of the upper beam and the fuselage and providing free rotation of large HB between both the KOS and ZSK consoles mounted respectively with a positive and negative transverse V angle, and the tail beams connected at their ends along the symmetry axis by a trapezoidal beam beam keel with a rudder having a trapezoidal dorsal fuselage keel and stabilizer, on the consoles of the latter mounted gearboxes of smaller screws in the left and right ZKK and made with the possibility of converting its flight configuration after performing technology KVP or GDP from a rotorcraft or helicopter with ДСНС-Х2 and steering gear ДРС-Х2 to the corresponding high-speed rotorcraft or airplane with marching ДРС-Х2, respectively, with single-bladed HBs operating in regimes close to their autorotation or when fixed wing-blades and synchronously retracted telescopic counterweights into the fairings of the single-bladed HB bushings, the blades of which are placed perpendicular to the plane of symmetry and are carried out from the latter outward in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the wing system with an X-shape sweep (CW), and forming with its consoles a diagram of a freely supporting multilevel triplane, but also vice versa, while the single-blade lower and upper HB mounted on the corresponding output shafts of the main gearbox, the upper hollow of which is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the latter, which is rigidly fixed with its lower end to the main gear housing, and the upper one is centered relative to its upper shaft by means of a bearing assembly so that the upper part of the bearing protruding from the shaft fastened together with the center wing center wing center wing in the fairing of the upper beam, moreover, in DRS-X2 in the ZKK with vane-reversing smaller screws having both rigid fastening of the blades, and the ability to change their total pitch and install their blades in the vane position after they stop and fix for emergency landing mode with autorotating HB, but also the possibility of creating marching thrust during horizontal high-speed flight, as well as direct and reverse horizontal thrust DRS-X2 when fulfilling GDP and freezing for admission proper corresponding movement along its longitudinal axis and performing intensive blowing after preliminary in-phase and differential deviation of both the pair of upper and lower, and the pair of left and right elevators in the corresponding ZKK, changing accordingly the longitudinal and transverse balancing when fulfilling the GDP and freezing, installed at the output corresponding ZKK both bottom and top by half the radius of the smaller screws from the center of each ZKK, the outer ends of which are bent to their central axis and have p elbows with sweep along the leading edge, providing up-and-down deflection of elevators by angles of attack of ± 15 °, while single-bladed HBs create air currents that, reducing noise and vibration, but also reducing aerodynamic interference, do not interact with smaller screws in ZKK are made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also of creating complete compensation of reactive torques from the HB with the opposite direction of rotation between intami in a spaced pair along the height of the HB, for example, when viewed from above, the upper and lower HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades pass over the left and right sides of the fuselage from the stern to the bow and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of lateral and directional control during the implementation of GDP and freezing and the creation of a smoother air flow around each beam. All this will make it possible to increase the longitudinal stability and controllability along the roll during transitional maneuvers in the GHS, and the placement of the control system with two TVAD behind the center of mass will simplify the transmission system. This will also improve flight safety and use a smaller airfoil in their diameter, which will reduce the midship of the fuselage, but also its aerodynamic drag. The use of single-blade coaxial HB will allow to achieve higher aerodynamic efficiency, despite the harmful resistance of each profiled balancing counterweight. To prevent unwanted vibrations, single-blade HBs operate at high peripheral speeds. Therefore, the main mode of operation of single-bladed HBs is the vertical movements of the hot water cylinder. In the case of oblique blowing, the draft of the HB changes cyclically. Therefore, the rigid attachment of the blades improves controllability, especially coaxial single-blade HB. In synchronized coaxial single-blade HB, the moments M roll and M prod from the upper and lower single-blade HB when transferred to the fuselage through a tier-two-beam scheme are mutually annihilated. Therefore, the aerodynamic coefficient of single-bladed aircraft in a symmetrical twin-screw coaxial design will be 1.26-1.28 higher than that of a helicopter two- or three-blade single aircraft. This will reduce the weight of the airframe, increase weight return and improve fuel efficiency by 50% in comparison with high-speed helicopters "Raider S-97" and "AVX". Moreover, this will also allow, in comparison with traditional turboprop aircraft wings, to increase maneuverability at low flight speeds and during transitional maneuvers, but also to reduce the stall speed for an increase set by 1.15-1.2 times the coefficient of elevation of the CWS wing system, which together with HB wings-wings in the production of lifting force during take-off and landing flight regimes of decked GHS.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения турбовинтовентиляторного СГВС с системой крыльев ХОС, ДСНС-Х2 и ДРС-Х2, приводимой КТВД с выносным кольцевым вентилятором, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) с расположением двух однолопастных соосных НВ над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки при его использовании:The present invention of the preferred embodiment of a turbofan ventilated CHW with a wing system CWS, DSNS-X2 and DRS-X2 driven by a KTVD with an external ring fan is illustrated in FIG. 1 and general views from the side and top, respectively a) and b) with the location of two single-blade coaxial HB above the fuselage and under the fairing of the upper beam when using it:
а) в полетной конфигурации вертолета с ДРС-Х2 в ЗКК и ДСНС-Х2, имеющей однолопастные НВ с профилированными телескопическими противовесами, размещенные над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки в ярусно-двухбалочной схеме и вращающиеся между вертикально разнесенных балок и консолей КОС и ЗСК;a) in the flight configuration of a helicopter with DRS-X2 in the ZKK and DSNS-X2, with single-bladed HB with profiled telescopic balances, located above the fuselage and under the fairing of the upper beam in a tier-two-beam scheme and rotating between vertically spaced beams and KOS and ZSK consoles;
б) в полетной конфигурации самолета с системой крыльев ХОС, создающей подъемную силу совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ и втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой выносным вентилятором КТВД и толкающими винтами в ЗКК с условным расположением (пунктиром левых) и правых консолей КОС и ЗСК в стояночной и полетной конфигурации;b) in the flight configuration of the aircraft with the HOS wing system, which creates lift together with the fixed wing blades of the HB and their telescopic counterweights pulled in, the marching thrust provided by the KVVD external fan and pushing screws in the ZKK with the conditional arrangement (dotted line of the left) and the right CBS consoles and ZSK in the parking and flight configuration;
в) схема компоновки комбинированной СУ с выносным кольцевым вентилятором КТВД и газодинамическим его приводом от двух турбовальных двигателей.c) a layout diagram of a combined control system with an external ring fan KTVD and its gas-dynamic drive from two turboshaft engines.
Турбовинтовентиляторный СГВС, представленный на фиг. 1, выполнен по ярусно-двухбалочной схеме с планером из композитного углепластика и концепции ДСНС-Х2 с ДРС-Х2, имеет фюзеляж 1 и два с разнонаправленной стреловидностью высокорасположенных тандемных крыла, переднее КОС 2 и нижнее ЗСК 3 из которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углом поперечного V, снабжены по всему размаху закрылками 4. В системе разноуровневых крыльев ХОС переднее КОС 2 закреплено его корневыми частями спереди обтекателя 5 верхней балки 6, смонтированной по оси симметрии над хвостовой балкой 7 фюзеляжа 1, а на уровне последней закреплено нижнее ЗСК 3. Вертикально разнесенные хвостовые балки 6-7, связанные на их концах по оси симметрии трапециевидным межбалочным килем 8 с рулем направления 9, имеющим трапециевидные подфюзеляжный киль 10 и стабилизатор 11, на консолях последнего смонтированы редукторы канальных левого 12 и правого 13 толкающих винтов в ЗКК 14, имеющих на их выходе левые верхний 15 с нижним 16 и правые верхний 17 с нижним 18 рули высоты. Соосные верхний 19 и нижний 20 однолопастные НВ имеют профилированные телескопические противовесы 21, выполненные в виде сегментов обтекателей втулок 22 и 23 НВ, которые закреплены на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, которая жестко закреплена в нижней части главного редуктора, а верхним сцентрирована и закреплена с центропланом КОС 2 в овальном в плане обтекателе 5. Между втулками 22-23 имеется обтекатель 24 колонки валов соосных НВ 19-20 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 25, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 24. Толкающие винты 12-13 в ЗКК 14 выполнены флюгерно-реверсивными. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей СГВС его однолопастные 19-20 НВ, работают на режиме авторотации разгружают КОС 2 и ЗСК 3 системы крыльев ХОС, а во время горизонтального полета и отказа его двух двигателей - лопасти толкающих 12-13 винтов флюгируются для предотвращения авторотации. При этом закрылки 4 КОС 2 и ЗСК 3 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 19-20 - на угол 47°. Все однолопастные соосные НВ 19-20 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 21, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе как верхнего 19 и нижнего 20, например, при виде сверху вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б).The turbofan ventilated CHH shown in FIG. 1, is made according to a tier-two-girder scheme with a composite carbon fiber glider and the DSNS-X2 concept with DRS-X2, has a
Комбинированная СУ имеет мотогондолы 26 (см. фиг. 1б) с ТВаД, расположенные за центром масс на фюзеляже 1 и по обе стороны от оси симметрии, снабжена кормовым турбовентиляторным двигателем (КТВД) с газодинамическим его приводом от двух ТВаД, выполненных с передним выводом вала для отбора как их взлетной их мощности, так и газа для турбины КТВД. Каждый из ТВаД, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ обеспечивает продолжение полета при одном работающем ТВаД и вращение соосных 19-20 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с парашютной аварийной системой, установленной в обтекателе 5 верхней балки 6, имеющем в верхней автоматически раскрываемой части контейнер 27 с парашютами, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается главным редуктором на соосные 19-20 НВ, но и газа для турбины 29 КТВД с выносным вентилятором 31 посредством газопровода 38 и S-образного при виде сбоку канала 36 подвода газа к турбине 29 КТВД от работающих ТВаД, отключенных от системы трансмиссии привода НВ 19-20. Мощность при горизонтальном скоростном полете в самолетной конфигурации от КТВД передается толкающим 12-13 винтам в ЗКК 14 и через муфту сцепления 34 выносному вентилятору 31 в кольцевом обтекателе 32 через планетарный редуктор 30 посредством крестообразного в плане редуктора 33 и соответствующих соединительных валов.The combined control system has engine nacelles 26 (see Fig. 1b) with a theater engine located behind the center of mass on the
Управление турбовинтовентиляторным СГВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы 19-20 НВ и отклонением рулевых поверхностей: рулей направления 9 и высоты 15-18. При крейсерском полете подъемная сила создается КОС 2 и ЗСК 3 в системе ХОС и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 19 и 20, остановленных соответственно над фюзеляжем 1 и под обтекателем 5 ЗСК 2 системы КЗК (см. фиг. 1a), горизонтальная тяга - толкающими винтами 12-13 в ЗКК 14, на режиме висения только соосными НВ 19-20, на режиме перехода - крыльями 2-3 и с НВ 19-20. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) в переднем КОС 2 и ЗСК 3 их закрылки 4 синхронно отклоняются на максимальные их углы (см. фиг. 1б). После создания подъемной тяги соосными 19-20 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета с использованием только толкающих винтов 12-13 ДРС-Х2, при водимых КТВД при отключенном вентиляторе 31 в обтекателе 32 от привода КТВД муфтой сцепления 34 (см. рис. 1б). При этом однолопастные 19-20 НВ имеют взаимно противоположное их вращение между винтами в соосной группе (см. фиг. 10. Развитые рули высоты 15-18 отклоняется от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° при взлетных и посадочных режимах полета соответственно при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета.The control of the turbofan ventilated SHW is provided by the general and differential change in the pitch of the coaxial group 19-20 HB and the deviation of the steering surfaces:
При висении на вертолетных режимах полета СГВС путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 19 и нижнего 20 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление осуществляется предварительным синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты верхних 15, 17 с нижними 16, 18 и левых 15-16 с правыми 17-18 на выходе ЗКК 14, обеспечивающими соответствующую балансировку при их обдувке толкающими винтами 12-13 с последующим соответствующим изменении их шага.When hovering on helicopter flight modes of the CWS, the directional control is carried out by differential change in the pitch of the coaxial upper 19 and lower 20 HB. When performing GDP and freezing, the longitudinal and lateral control is carried out by preliminary in-phase and differential deviation of the elevators of the upper 15, 17 with the lower 16, 18 and left 15-16 with the right 17-18 at the output of ZKK 14, providing appropriate balancing when they are blown with the pushing screws 12 -13 followed by a corresponding change in their step.
После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация КОС 2, ЗСК 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 19-20 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются перпендикулярно от плоскости симметрии (см. фиг. 1б) и затем создается совместная маршевая тяга толкающими винтами 12-13 в ЗКК 14 и вентилятором 31 в обтекателе 32 (см. рис. 1б) и производится скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 9 межбалочного киля 8. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 15-18 соответственно верхних с нижними и левых с правыми на ЗКК 14.After vertical take-off and climb, the mechanization of
Таким образом, турбовинтовентиляторный СГВС с двухвинтовыми ДРС-Х2 и ДСНС-Х2, имеющими толкающие винты в ЗКК с выносным вентилятором кормового КТВД и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены над фюзеляжем и под обтекателем КОС системы ХОС, представляет собой высокоскоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев НВ относительно продольной оси. Флюгерно-реверсивные винты в ЗКК совместно с вентилятором КТВД, создающие горизонтальную и маршевую тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты при вертолетных и самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Система ХОС с КОС и ЗСК, создавая за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия системы ХОС совместно с лопастями-крыльями в производстве подъемной силы, позволит наравне с высокой тяговооруженностью СУ реализовать возможность выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета и, особенно, палубных СГВС с комбинированной СУ, которая обладает наименьшей массой, особенно с газодинамическим приводом вентилятора КТВД от основных ТВаД. Однако комбинированная СУ данной схемы имеет повышенный по сравнению с дизельной СУ расход топлива. Поэтому такая СУ может рассматриваться в качестве альтернативной только для палубных СГВС небольшой продолжительности времени полета.Thus, a turbofan ventilated gas-air heater with twin-screw ДРС-Х2 and ДСНС-Х2, having pushing screws in the rear air compressor with an external fan of the aft KTVD and single-blade coaxial HB, the lower and upper of which are mounted above the fuselage and under the cowl of the CBS of the XOS system, is a high-speed winery an aircraft that changes its flight configuration only by fixing the symmetrical surfaces of the HB wing blades relative to the longitudinal axis. Vane-reversing propellers in the ZKK together with the KTVD fan, creating horizontal and mid-flight thrust, provide the necessary control torques for helicopter and airplane flight modes, but also reduce the distance when landing with mileage. The CWS system with CWS and WCC, creating a set of 1.15-1.2-fold increase in the CWC system lifting coefficient together with wing-blades in the production of lifting force, will allow, along with the high thrust-weight ratio of the SU, to realize the possibility of implementing the GDP and KVP technology during take-off landing flight modes and, especially, decked hot water tank with combined SU, which has the smallest mass, especially with a gas-dynamic drive of the KTVD fan from the main theater of high-explosive. However, the combined control system of this circuit has an increased fuel consumption compared to a diesel control system. Therefore, such a control system can be considered as an alternative only for deck-based CWS with a short duration of flight time.
Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения СГВС, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции соосных НВ и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП и зависания при их работе в синхронно-сбалансированной и симметричной ДСНС-Х2 однолопастных НВ, которые весьма перспективны в качестве останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, что исключит наличие узлов переворота лопастей (для организации симметричных поверхностей крыла относительно продольной оси) или весьма конструктивно сложных систем их складывания и уборки НВ. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТДД позволит добиться снижения расхода топлива более чем на половину в сравнении со скоростными вертолетами двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky, что немаловажно для коммерческих СГВС (см. табл. 1).However, there is no doubt that, on the way to the development of the GHS, using the above advantages, many difficulties and problems still have to be overcome. This primarily relates to solving the problems of aerodynamic interference of coaxial HBs and the possibility of ensuring stability and controllability in the GDP regimes and hovering during their operation in synchronously-balanced and symmetrical DSNS-X2 single-blade HBs, which are very promising as stopping and non-retractable propellers - wings, which eliminates the presence of nodes of the flip of the blades (for the organization of symmetrical surfaces of the wing relative to the longitudinal axis) or very structurally complex systems of their folding and cutting HB ki. Undoubtedly, over time, the widespread use of TDD in the SU will allow reducing fuel consumption by more than half in comparison with high-speed helicopters of the twin-screw coaxial circuit of the American companies AVX and Sikorsky, which is important for commercial GHS (see Table 1).
Claims (5)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017117743A RU2652863C1 (en) | 2017-05-22 | 2017-05-22 | High-speed hybrid helicopter-aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017117743A RU2652863C1 (en) | 2017-05-22 | 2017-05-22 | High-speed hybrid helicopter-aircraft |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2652863C1 true RU2652863C1 (en) | 2018-05-03 |
Family
ID=62105571
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017117743A RU2652863C1 (en) | 2017-05-22 | 2017-05-22 | High-speed hybrid helicopter-aircraft |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2652863C1 (en) |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU185205U1 (en) * | 2018-09-12 | 2018-11-26 | Михаил Михайлович Дейкун | Unmanned aerial vehicle |
RU2711451C1 (en) * | 2018-12-25 | 2020-01-17 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned transonic aircraft-helicopter |
CN112278255A (en) * | 2020-10-29 | 2021-01-29 | 西北工业大学 | Unmanned aerial vehicle for attitude control by using flywheel |
RU211375U1 (en) * | 2022-02-21 | 2022-06-02 | Сергей Александрович Мосиенко | HIGH-SPEED UNMANNED HELICOPTER |
EP4036003A1 (en) * | 2021-01-27 | 2022-08-03 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a shrouded tail propeller |
CN115675844A (en) * | 2022-08-26 | 2023-02-03 | 南京壮大智能科技研究院有限公司 | Working method of compressed air auxiliary type coaxial double-rotor unmanned aerial vehicle |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2237599C2 (en) * | 1998-12-03 | 2004-10-10 | Владимиро ЛИДАК | Helicopter single-blade main rotor |
US20090014599A1 (en) * | 2006-03-27 | 2009-01-15 | The Government Of The Us, As Represented By The Secretary Of The Navy | Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units |
EP2117928B1 (en) * | 2007-01-15 | 2013-05-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Translational thrust system for a rotary wing aircraft |
RU129485U1 (en) * | 2012-12-26 | 2013-06-27 | Яков Александрович Колесник | COXY SPEED HELICOPTER |
RU2610326C1 (en) * | 2016-01-20 | 2017-02-09 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Fast-speed combined helicopter |
-
2017
- 2017-05-22 RU RU2017117743A patent/RU2652863C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2237599C2 (en) * | 1998-12-03 | 2004-10-10 | Владимиро ЛИДАК | Helicopter single-blade main rotor |
US20090014599A1 (en) * | 2006-03-27 | 2009-01-15 | The Government Of The Us, As Represented By The Secretary Of The Navy | Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units |
EP2117928B1 (en) * | 2007-01-15 | 2013-05-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Translational thrust system for a rotary wing aircraft |
RU129485U1 (en) * | 2012-12-26 | 2013-06-27 | Яков Александрович Колесник | COXY SPEED HELICOPTER |
RU2610326C1 (en) * | 2016-01-20 | 2017-02-09 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Fast-speed combined helicopter |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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 |
RU185205U1 (en) * | 2018-09-12 | 2018-11-26 | Михаил Михайлович Дейкун | Unmanned aerial vehicle |
RU2711451C1 (en) * | 2018-12-25 | 2020-01-17 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned transonic aircraft-helicopter |
CN112278255A (en) * | 2020-10-29 | 2021-01-29 | 西北工业大学 | Unmanned aerial vehicle for attitude control by using flywheel |
EP4036003A1 (en) * | 2021-01-27 | 2022-08-03 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | A rotary wing aircraft with a shrouded tail propeller |
US12037110B2 (en) | 2021-01-27 | 2024-07-16 | Airbus Helicopters Deutschland GmbH | Rotary wing aircraft with a shrouded tail propeller |
RU211375U1 (en) * | 2022-02-21 | 2022-06-02 | Сергей Александрович Мосиенко | HIGH-SPEED UNMANNED HELICOPTER |
CN115675844A (en) * | 2022-08-26 | 2023-02-03 | 南京壮大智能科技研究院有限公司 | Working method of compressed air auxiliary type coaxial double-rotor unmanned aerial vehicle |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
EP2738091B1 (en) | Vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicle and method of operating such a VTOL aerial vehicle | |
RU2520843C2 (en) | High-speed aircraft with long flight range | |
RU2500578C1 (en) | Rotary-wing aircraft | |
RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
EP1704089A1 (en) | Tilt-rotor aircraft | |
CN101559832A (en) | Fast hybrid helicopter with large range | |
RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
AU2018239445A1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
EP3181445B1 (en) | Plate member for reducing drag on a fairing of an aircraft | |
RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
RU127364U1 (en) | SPEED COMBINED HELICOPTER | |
RU2627963C1 (en) | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers | |
RU2673317C1 (en) | Multi-purpose high-speed helicopter aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190523 |