RU2653953C1 - Unmanned high-speed helicopter-airplane - Google Patents
Unmanned high-speed helicopter-airplane Download PDFInfo
- Publication number
- RU2653953C1 RU2653953C1 RU2017119302A RU2017119302A RU2653953C1 RU 2653953 C1 RU2653953 C1 RU 2653953C1 RU 2017119302 A RU2017119302 A RU 2017119302A RU 2017119302 A RU2017119302 A RU 2017119302A RU 2653953 C1 RU2653953 C1 RU 2653953C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- fuselage
- wing
- flight
- fairing
- Prior art date
Links
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 15
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 11
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 8
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 6
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 6
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims description 5
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 5
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 4
- 239000003351 stiffener Substances 0.000 claims description 4
- 235000008331 Pinus X rigitaeda Nutrition 0.000 claims 1
- 235000011613 Pinus brutia Nutrition 0.000 claims 1
- 241000018646 Pinus brutia Species 0.000 claims 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 230000008030 elimination Effects 0.000 abstract description 2
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 9
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 9
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 5
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 4
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 3
- 238000007664 blowing 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
- UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N (2r)-2-acetamido-3-sulfanylpropanamide Chemical compound CC(=O)N[C@@H](CS)C(N)=O UJCHIZDEQZMODR-BYPYZUCNSA-N 0.000 description 1
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 1
- 241001669680 Dormitator maculatus Species 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000021615 conjugation Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 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
- 230000035939 shock Effects 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
- B64C27/24—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with rotor blades fixed in flight to act as lifting surfaces
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 беспилотных высокоскоростных вертолетов-самолетов с двухвинтовой соосной и движительной системами, включающими два с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный или короткий взлет и посадку (ВВП или КВП), и вентиляторы в хвостовой балке для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях нижнего и верхнего однолопастных винтов, размещенных над и под соответствующими вертикально разнесенными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа и свободно вращающихся между ними.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of unmanned high-speed helicopters-aircraft with twin-screw coaxial and propulsion systems, including two with opposite rotation of the rotors, providing vertical or short take-off and landing (GDP or KVP), and fans in the tail boom for high-speed flight with fixed wing blades of the lower and upper single-blade propellers located above and below the corresponding vertically spaced parts of the C-shaped th at a side of the fuselage and rotating freely therebetween.
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 by 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 10.3 5 m three-blade coaxial rotors and 2.13 m six-blade pushing screw, providing as 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", having 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 упомянутой двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей над нижней и под верхней вертикально разнесенными центральными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа пару с противоположным и свободным вращением между ними соответствующих однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и пропульсивно-вентиляторной системой (ПВС), имеющей вынесенный двухрядный вентилятор противоположного вращения, смонтированный внутри хвостовой балки для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего НВ, размещенных соответственно под ромбовидным в плане обтекателем верхней части фюзеляжа и над двигательным отсеком фюзеляжа, снабженным подфюзеляжным воздухозаборником, смонтированным под центропланом низкорасположенного крыла обратной стреловидности (НКОС), имеющего консоли с обратным сужением и образующего при отрицательном угле χ=-23° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным как закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота его консолей в плоскости хорды НКОС 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 вперед по полету между верхней и нижней центральных частей фюзеляжа, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПВС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ПВС-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 под положительным углом χ=+23° стреловидности к 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 биплана с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями, размещенными позади НКОС, но и обратно, при этом нижний и верхний однолопастные 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 обтекателем верхней центральной части фюзеляжа, причем ПВС-Х2 с двухрядным вентилятором, смонтированным внутри и вынесенным к концу хвостовой балки, выполненной в виде воздушного тракта и имеющей по внешним ее бортам газоотводящие продольные каналы от левого и правого двигателей, выхлопные газы которых вводятся в воздушный тракт за вторым вентилятором и перед соплом соответствующими боковыми каналами так, что, образуя дополнительную реактивную тягу, создает увеличение совместной маршевой тяги для высокоскоростного горизонтального полета, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с двухрядным вентилятором 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 хвостовой балки, что исключает резонансные ее колебания совместно с двухкилевым оперением, имеющим стреловидный стабилизатор с верхними килями большего удлинения, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями меньшего удлинения, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей наружу, образуя при виде спереди две боковые V-образные вертикальные конфигурации, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован за центром масс в передней части соответствующей мотогондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на главный многоуровневый редуктор, имеющий несущий и маршевый выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с соосными вертикальными выходными валами для НВ и соосными продольными выходными наружным и внутренним задними валами для первого и второго двухрядного вентилятора соответственно, при этом выступающая часть внутреннего вала из ступицы второго вентилятора задним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри задней части хвостовой балки перед соответствующими боковыми каналами в воздушном тракте, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается главным редуктором только на однолопастные НВ ДСНС-Х2 в объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN=2,64 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 75% от взлетной мощности СУ только на двухрядный вентилятор ПВС-Х2, но и обратно.Distinctive features of the invention from the aforementioned known high-speed helicopter "Raider S-97", closest to it, are the fact that it is equipped with the said twin-screw coaxial bearing system (DSNS), including above the lower and under the upper vertically spaced central parts C- shaped when viewed from the side of the fuselage, a pair with the opposite and free rotation between them of the corresponding single-blade large rotors (HB) with profiled counterweights, providing the creation of a vertical thrust only for vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and a propulsion-fan system (PVA) having a remote double-row fan of opposite rotation mounted inside the tail boom to create a marching thrust during high-speed horizontal flight with two fixed upper wing blades and lower HB, respectively located under the diamond-shaped fairing in the upper part of the fuselage and above the engine compartment of the fuselage, equipped with a fuselage air intake mounted under the center ntroplan of the low-lying reverse sweep wing (NKOS), which has cantilevers with reverse constriction and forms a sweep at a negative angle χ = -23 ° together with fixed HB wing-blades when viewed from above, an X-shaped sweep and equipped with flaps with external flappers as well as the possibility synchronous rotation of its consoles in the plane of the NKOS chord forward along the flight during the implementation of GDP and freezing or parking on the ground, respectively, to reduce losses in the vertical thrust of the DSNS-X2 or parking the area with fixed wing-blades along the axis of symmetry and installed forward in flight between the upper and lower central parts of the fuselage, and is configured to convert its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with DSNS-X2 and PVS-X2 to the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching PVS-X2, respectively, with single-bladed HB operating at modes close to their autorotation or with fixed wing blades and synchronously retracted telescopic protrusions of weights in the fairings of the hubs of single-bladed HBs, the blades of which are placed at a positive angle χ = + 23 ° sweep to the plane of symmetry and are carried out from the latter outwards in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the wing system with X-shaped sweep (CWS), and forming with its consoles a diagram of a freely carrying biplane with multilevel upper wing blades located behind the NKOS, but also vice versa, while the lower and upper one-blade NV 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 upper shaft by means of a bearing assembly so that the upper part of the bearing protruding from the shaft is fixed together with fairing of the upper central part of the fuselage, and PVS-X2 with a double-row fan mounted inside and brought to the end of the tail boom, made in the form of an air duct and having along its outer sides, gas exhaust longitudinal channels from the left and right engines, the exhaust gases of which are introduced into the air duct behind the second fan and in front of the nozzle by the corresponding side channels so that, forming additional reactive thrust, creates an increase in the joint march thrust for high-speed horizontal flight, while single-bladed HB, creating air currents, which, reducing noise and vibration, but also reducing aerodynamic interference, do not interact with a double-row fan and are made without controlling the cyclic change in their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also creating full compensation of the reactive torques from the HB with 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, respectively clockwise and counterclockwise so that the corresponding advancing blades passed over the left and right sides of the fuselage from the stern to its bow and, as a result, provide eliminated a gyroscopic effect, a harmonious combination of lateral and directional control during GDP and freezing, and a smoother airflow around the tail boom, which eliminates its resonance vibrations in conjunction with a two-fin plumage having an arrow-shaped stabilizer with upper keels of greater elongation, deflected outward from the plane in an arc symmetries and equipped with lower keels of lower elongation, deviated with their smooth mating from the upper keels to the outside, forming two side V-arr. different vertical configurations, and the transmission system provides power transmission from two, for example, turboshaft engines (TWD), the left and right of which has a front shaft output for taking off power and is mounted behind the center of mass in the front of the corresponding engine nacelle and connected via a clutch to the corresponding input shaft transmitting the torque from each TVAD to the main multi-level gearbox, which has the bearing and marching output streams connected through the clutch, respectively coaxial vertical output shafts for HB and coaxial longitudinal output outer and inner rear shafts for the first and second two-row fan, respectively, while the protruding part of the inner shaft from the hub of the second fan with the rear end is centered using a bearing assembly mounted on stiffeners mounted inside the rear part the tail boom in front of the corresponding side channels in the airway, and when the GDP and freezing are met, a smooth redistribution of power SU from two main gearbox tvad provided only on single blade HB BFNC-X2 of 100% of the take-off of the power used on the helicopter flight conditions when the specific load capacity equal SU ρ N = 2,64 kg / hp., And in airplane flight regimes with properly fixed HB wings-wings, the transmission system redistributes 75% of the take-off power of the SU only to the PVS-X2 double-row fan, but also vice versa.
Кроме того, консоли низкорасположенного стреловидного крыла (НСК), имеющего при положительном угле χ=+23° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ, размещенными под отрицательным углом χ=-23° стреловидности к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, образуя упомянутую Х-образную в плане стреловидность, представляющую собой свободно несущий биплан с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями, размещенными спереди НСК, выполнены с возможностью синхронного складывания концевых их частей вверх при их соответствующем размещении над обтекателем верхней части 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 КВП и винтокрылого горизонтального полета консоли НСК, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в 
Кроме того, клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью, выполнены с нижним уступом-вырезом треугольной в плане формы, которые, выполняя роль элевоном, снабжены сервоприводами и возможностью их отклонения в вертикальной плоскости как синфазно, так и дифференциально, но и синхронно с уступом-вырезом другого НВ, таким образом, что при синфазном их отклонении вверх или вниз при прохождении лопастей НВ над хвостовой балкой, изменяют продольную балансировку, а при дифференциальном их отклонении вверх-вниз при прохождении лопастей НВ с противоположных боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания, при этом под верхней ромбовидной в плане центральной частью фюзеляжа на больших и меньших его боковых сторонах смонтированы электромеханические с гибким полотном соответствующие рольставни, обеспечивающие синхронное открывание/закрывание с обеих сторон соответствующих проемов в С-образной при виде сбоку конфигурации фюзеляжа, но и возможность при этом его использования в самолетной конфигурации соответственно с нормальным/минимальным взлетным весом и с зафиксированными лопастями-крыльями НВ, лопасти которых размещены внутри проема фюзеляжа и спереди по полету от центра масс, но и вдоль оси симметрии при втянутых упомянутых телескопических противовесов НВ в обтекатели их втулок.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, acting as an elevon, are equipped with servos and the possibility of their deviation in the vertical plane both in phase and differential, but also in synchronization with the step-cut of another HB, so that when they are in-phase deviation up or down when passing the HB blades above the tail beam, the longitudinal balancing is changed, and when they are differential, they are up-down when passing When the NV blades are located on opposite sides of the fuselage, they roll over when the GDP and hovering are fulfilled, while under the upper rhomboid-shaped central part of the fuselage, the corresponding roller shutters are mounted on large and smaller lateral sides of the fuselage, providing simultaneous opening / closing with both sides of the corresponding openings in the C-shape when viewed from the side of the fuselage configuration, but also the possibility of using it in an aircraft configuration, respectively with normal / minimum take-off weight and with fixed HB wing blades, the blades of which are located inside the fuselage opening and in front of the flight from the center of mass, but also along the axis of symmetry when the mentioned telescopic HB counterweights are pulled into the cowling fairings.
Кроме того, система управления выполнена с возможностью как опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок, так и совместного его использования в качестве головного в составе авиационной группы, включающей, по меньшей мере, два беспилотных аппарата, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой - управляется вторым пилотом с головного пилотируемого аппарата, но затем и наоборот, при этом упомянутый обтекатель верхней ромбовидной в плане части фюзеляжа, 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 с авторотирующими НВ при аварийной посадке на парашютной спасательной системе.In addition, the control system is made with the possibility of its optional control by pilots from a two-seat cockpit having ejected seats in the upper hemisphere, placed side by side, and its joint use as the head part of the aviation group, which includes at least two unmanned apparatus, one of which, being a slave, automatically repeats the maneuvers of the head, and the other is controlled by the co-pilot from the head of the manned vehicle, but then and vice versa, while the said fairing of the upper rhomboid in terms of the fuselage part, having a container with an exhaust and main parachutes in the upper automatically opening part, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which provides, while protecting against shock load together with energy-absorbing struts of the wheeled chassis, an allowable reduction in reduction speed to 7 m / s, which mitigates landing with autorotating HB during emergency landing on a parachute rescue system.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный высокоскоростной вертолет-самолет (БВВС), который снабжен упомянутой двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей над нижней и под верхней вертикально разнесенными центральными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа пару с противоположным и свободным вращением между ними соответствующих однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при ВВП и КВП, и пропульсивно-вентиляторной системой (ПВС), имеющей вынесенный двухрядный вентилятор противоположного вращения, смонтированный внутри хвостовой балки для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего НВ, размещенных соответственно под ромбовидным в плане обтекателем верхней части фюзеляжа и над двигательным отсеком фюзеляжа, снабженным подфюзеляжным воздухозаборником, смонтированным под центропланом низкорасположенного крыла обратной стреловидности (НКОС), имеющего консоли с обратным сужением и образующего при отрицательном угле χ=-23° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным как закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота его консолей в плоскости хорды НКОС 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 вперед по полету между верхней и нижней центральных частей фюзеляжа, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПВС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ПВС-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 под положительным углом χ=+23° стреловидности к 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 биплана с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями, размещенными позади НКОС, но и обратно, при этом нижний и верхний однолопастные 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 обтекателем верхней центральной части фюзеляжа, причем ПВС-Х2 с двухрядным вентилятором, смонтированным внутри и вынесенным к концу хвостовой балки, выполненной в виде воздушного тракта и имеющей по внешним ее бортам газоотводящие продольные каналы от левого и правого двигателей, выхлопные газы которых вводятся в воздушный тракт за вторым вентилятором и перед соплом соответствующими боковыми каналами так, что, образуя дополнительную реактивную тягу, создает увеличение совместной маршевой тяги для высокоскоростного горизонтального полета, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с двухрядным вентилятором 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 хвостовой балки, что исключает резонансные ее колебания совместно с двухкилевым оперением, имеющим стреловидный стабилизатор с верхними килями большего удлинения, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями меньшего удлинения, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей наружу, образуя при виде спереди две боковые V-образные вертикальные конфигурации, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован за центром масс в передней части соответствующей мотогондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на главный многоуровневый редуктор, имеющий несущий и маршевый выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с соосными вертикальными выходными валами для НВ и соосными продольными выходными наружным и внутренним задними валами для первого и второго двухрядного вентилятора соответственно, при этом выступающая часть внутреннего вала из ступицы второго вентилятора задним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри задней части хвостовой балки перед соответствующими боковыми каналами в воздушном тракте, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается главным редуктором только на однолопастные НВ ДСНС-Х2 в объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN=2,64 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 75% от взлетной мощности СУ только на двухрядный вентилятор ПВС-Х2, но и обратно. Все это позволит в БВВС 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 БВВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированных однолопастных НВ моменты Мкрен и Мпрод от верхнего и нижнего соосных НВ при передаче на фюзеляж через С-образный при виде сбоку фюзеляж 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, особенно, турбовентиляторного БВВС.Due to the presence of these features, it is possible to master an unmanned high-speed helicopter aircraft (BVVS), which is equipped with the aforementioned twin-screw coaxial load-bearing system (DSNS), which includes a pair with opposite and free rotation above the lower and under the upper vertically spaced central parts of the C-shaped between them the corresponding single-blade large rotors (HB) with profiled counterweights, ensuring the creation of vertical traction only with GDP and KVP, and propulsion-fan system (PVA), with a remote double-row fan of opposite rotation, mounted inside the tail boom to create a marching thrust during high-speed horizontal flight with two fixed wing blades of the upper and lower HB located respectively under the diamond-shaped fairing of the upper part of the fuselage and above the engine compartment the fuselage, equipped with a ventral air intake mounted under the center section of the low-lying reverse sweep wing (NKOS), having consoles with the image narrowing and forming a sweep at a negative angle χ = -23 ° together with the fixed HB wings-blades when viewed from above, an X-shaped sweep and equipped with flaps with external flappers, and the possibility of synchronous rotation of its consoles in the plane of the NKOS chord forward in flight run-time of 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 forward in fly between the upper and lower central parts of the fuselage, and is configured to convert its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with DSNS-X2 and PVS-X2 to the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching PVS-X2, respectively, with single-blade NV operating at modes close to their autorotation or with fixed wing blades and synchronously pulled telescopic counterweights into the fairings of single-bladed HB bushings, the blades of which are placed at a positive angle ohm χ = + 23 ° sweep to the plane of symmetry and carried out from the latter outward in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the wing system with the X-shaped sweep (CWS), and forming with its consoles a diagram of a freely carrying biplane with different-level upper blades -wings placed behind the NKOS, but also vice versa, while the lower and upper one-blade NV mounted on the corresponding output shafts of the main gearbox, the upper hollow of which is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially in the last one, 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 support protruding from the shaft is fixed together with the fairing of the upper central part of the fuselage, and PVS-X2 with a double-row fan mounted inside and brought to the end of the tail boom, made in the form of an air path and having on its outer sides gas exhaust longitudinal channels from the left and right engines, exhaust the gases of which are introduced into the air duct behind the second fan and in front of the nozzle by the corresponding side channels so that, forming an additional reactive thrust, creates an increase in joint march thrust for high-speed horizontal flight, while single-bladed HBs create air currents that, reducing noise and vibration , but also reducing aerodynamic interference, do not interact with a double-row fan and are made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiles of these counterweights, but also the creation of full compensation of the reaction torques from the HB with 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 HBs rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades passed over the left and right sides of the fuselage from the stern to its bow and, as a result, provide the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of transverse and directional control when filling GDP and freezing and creating a smoother airflow around the tail boom, which eliminates its resonant vibrations in conjunction with a two-fin plumage having a swept stabilizer with upper keels of greater elongation, deflected in an arc outward from the plane of symmetry and equipped with lower keels of lesser elongation, deviated with smooth by pairing them from the upper keels to the outside, forming two side V-shaped vertical configurations when viewed from the front, and the transmission system provides power transmission t of two, for example, turboshaft engines (TVAD), the left and right of which has a front shaft output for take-off power and is mounted behind the center of mass in the front of the corresponding engine nacelle and connected via a clutch to the corresponding input shaft transmitting torque from each TVAD to the main multi-level gearbox having bearing and marching output streams connected through clutch, respectively, with coaxial vertical output shafts for HB and coaxial longitudinal output external and internal rear shafts for the first and second double-row fans, respectively, while the protruding part of the inner shaft from the hub of the second fan with the rear end is centered using a bearing assembly mounted on stiffeners mounted inside the rear of the tail boom in front of the corresponding side channels in the air duct, the implementation of GDP and freezing smooth redistribution of power SU from two TVAD provided by the main gearbox only on single-bladed HB DSNS-X2 in volume 100% of their available take-off power used in helicopter flight modes with a specific load on the power of the SU equal to ρ N = 2.64 kg / hp, and in aircraft flight modes, with correspondingly fixed wing wings, the NV transmission system is redistributed 75 % of the take-off power of the SU only for the double-row fan PVS-X2, but also vice versa. All this will allow the BVVS during transitional maneuvers to increase the longitudinal stability and controllability along the roll, 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-blade HBs is the vertical movements of the BVVS. In the case of oblique blowing, the draft of the HB changes cyclically. Therefore, the rigid attachment of the blades improves controllability, especially single-blade HB. In synchronized single-bladed HBs, the moments M roll and M prod from the upper and lower coaxial HBs when they are transferred to the fuselage through the C-shaped one when viewed from the side, mutually destroy the fuselage. 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 lift of the CWS wing system, which together with HB wings-wings in the production of lifting force during take-off and landing flight modes, especially turbofan airborne aircraft.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного БВВС с НКОС, ДСНС-Х2 и ПВС-Х2 с двухрядным вентилятором, размещенным внутри и кормовой части хвостовой балки, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) с расположением двух однолопастных соосных НВ внутри проема фюзеляжа и по обе стороны от последнего при его использовании:The present invention of the preferred embodiment of a deck-mounted BVVS with NKOS, DSNS-X2 and PVS-X2 with a double-row fan located inside and aft of the tail boom is illustrated in FIG. 1 and general side and top views, respectively a) and b) with the location of two single-blade coaxial HB inside the fuselage opening and on both sides of the latter when using it:
а) в полетной конфигурации вертолета с ДСНС-Х2, имеющей однолопастные НВ с профилированными телескопическими противовесами, лопасти которых, проходя внутри проема С-образного при виде сбоку фюзеляжа, свободно вращаются в противоположные стороны между как вертикально разнесенных верхней и нижней центральных его частей, так и носовой и кормовой частями фюзеляжа, но и между килей;a) in the flight configuration of a helicopter with DSNS-X2, having single-bladed HB with profiled telescopic counterweights, the blades of which, passing inside the C-shaped aperture when viewed from the side of the fuselage, freely rotate in opposite directions between vertically spaced upper and lower central parts and bow and stern of the fuselage, but also between the keels;
б) в полетной конфигурации турбовентиляторного самолета с системой крыльев ХОС, создающей подъемную силу совместно с зафиксированными лопастями-крыльями однолопастных НВ и втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой двухрядным вентилятором с условным расположением (пунктиром левой) и правой консолей НКОС в стояночной и полетной конфигурации.b) in the flight configuration of a turbofan aircraft with a CWL wing system that creates lift together with the fixed wing blades of single-bladed HB and their retracted telescopic counterweights, a marching thrust provided by a double-row fan with a conditional arrangement (dashed line of the left) and the right NKOS consoles in the parking and flight configurations.
Турбовентиляторный БВВС, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДСНС-Х2 с ПВС-Х2 и планером из композитного углепластика с ярусной схемой вертикально разнесенных центральных частей С-образного при виде сбоку фюзеляжа 1, имеющего ромбовидный в плане обтекатель 2 верхней части фюзеляжа 1 и нижний двигательный отсек 3, снабженным подфюзеляжным воздухозаборником 4, смонтированным под центропланом НКОС 5, имеющего консоли с обратным сужением и закрылки 6 с внешними флапперонами 7. В системе разноуровневых крыльев ХОС консоли НКОС 5 закреплены на узлах их поворота 8 спереди обтекателя 9 фюзеляжа 1. Двухкилевое оперение имеет стреловидный стабилизатор 10 с рулями высоты 11 и верхними килями 12 с рулями направления 13, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями 14, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей 12 наружу. ПВС-Х2 имеет с противоположным вращением вынесенный первый 15 и второй 16 двухрядный вентилятор, смонтированный внутри хвостовой балки 17, имеющей на ее конце сопло 18 и по внешним ее бортам газоотводящие продольные канала 19 от ТВаД, выхлопные газы которых вводятся в воздушный тракт 20 за вторым вентилятором 16 и перед соплом 18 соответствующими боковыми каналами 21. Внутренний вал из ступицы второго вентилятора 16 задним концом сцентрирован при помощи подшипникового узла 22, смонтированного на ребрах жесткости 23, закрепленных внутри хвостовой балки 17.The turbofan BVS shown in FIG. 1, made according to the DSNS-X2 concept with PVS-X2 and a composite carbon fiber glider with a tiered diagram of vertically spaced C-shaped central parts when viewed from the side of the
Соосные верхний 24 и нижний 25 однолопастные НВ имеют профилированные телескопические противовесы 26, выполненные в виде сегментов обтекателей втулок 27 и 28 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 в ромбовидном в плане обтекателе 2. Между втулками 27-28 имеется обтекатель 29 колонки валов соосных НВ 24-25 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 30, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 29. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей БВВС его однолопастные 24-25 НВ, работают на режиме авторотации разгружают НКОС 5. При этом закрылки 6 и флаппероны 7 НКОС 5 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 24-25 - на угол 47°. Все однолопастные соосные НВ 24-25 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 26, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе как верхнего 24 и нижнего 25, например, при виде сверху вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б).The coaxial upper 24 and lower 25 single-blade HBs have profiled
Комбинированная СУ имеет две мотогондолы 31 (см. фиг. 1б) с ТВаД, расположенные за центром масс в нижней части 3 моторного отсека фюзеляже 1 и по обе стороны от оси симметрии, снабжена выносным двухрядным вентилятором с их приводом от двух ТВаД, выполненных с передним выводом вала для отбора как их взлетной их мощности. 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 24-25 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с парашютной аварийной системой, установленной в обтекателе 2 верхней части фюзеляжа 1, имеющем в верхней автоматически раскрываемой части контейнер 32 с парашютами, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается главным редуктором на соосные 24-25 НВ, но и на выносной двухрядный вентилятор 15-16 посредством продольных соосных валов 33 от работающих ТВаД, отключенных от системы трансмиссии привода НВ 24-25. При горизонтальном высокоскоростном полете БВВС в самолетной его конфигурации мощность от ТВаД передается только двухрядному вентилятору 15-16 через муфту сцепления (на фиг. 1 не показаны). Под верхней ромбовидной 2 в плане центральной части фюзеляжа 1 на больших и меньших его боковых сторонах смонтированы электромеханические рольставни (на фиг. 1 не показаны), обеспечивающие синхронное открывание/закрывание с обеих сторон соответствующих проемов в С-образной при виде сбоку конфигурации фюзеляжа 1 и с зафиксированными в нем лопастями-крыльями НВ.The combined control system has two engine nacelles 31 (see Fig. 1b) with a theater engine located behind the center of mass in the
Управление турбовентиляторным БВВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы НВ 24-25 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 7, рулей высоты 11 и направления 13. При крейсерском полете подъемная сила создается НКОС 5 в системе ХОС совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ 24-25, образующими схему биплан с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ 24-25, размещенными позади НКОС 5 (см. фиг. 1a), горизонтальная тяга - двухрядным вентилятором 15-16 в хвостовой балке 17, на режиме висения только соосными НВ 24-25, на режиме перехода - НКОС 5 и с НВ 24-25. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 6 с флапперонами 7 консолей с обратным сужением (см. фиг. 1а) НКОС 5 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемной тяги соосными 24-25 НВ обеспечиваются режимы ВВП и зависания с использованием только однолопастных НВ 24-25 (см. рис. 1а). При синфазном отклонении серво-элевонов 34 (см. фиг. 1б) НВ 24-25 вверх или вниз при прохождении их лопастей над хвостовой балкой 17, изменяют продольную балансировку, а при дифференциальном их отклонении вверх-вниз при прохождении лопастей НВ 24-25 с противоположных боковых сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания. При висении на вертолетных режимах полета БВВС путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 24 и нижнего 25 НВ.The turbofan BVVS is controlled by the general and differential change in the pitch of the coaxial group HB 24-25 and the deviation of the steering surfaces:
После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация НКОС 5 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 24-25 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются под углом χ=+23° к плоскости симметрии (см. фиг. 1б) и затем создается совместная маршевая и реактивная тяга через сопло 18 соответственно двухрядным вентилятором 15-16 и выхлопными газами от ТВаД внутри и на конце хвостовой балки 17 (см. рис. 1в) и производится высокоскоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 13 двух килей 12. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 11 стреловидного стабилизатора 10 и флапперонов 7 НКОС 5 соответственно.After vertical take-off and climb, the mechanization of
Таким образом, турбовентиляторный БВВС с ПВС-Х2 и ДСНС-Х2, имеющими выносной двухрядный вентилятор и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены между верхней и нижней частей С-образного при виде сбоку фюзеляжа, представляет собой высокоскоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев НВ относительно продольной оси. Газоотводящие каналы от ТВаД и двухрядный вентилятор, создающие реактивную и маршевую тягу, обеспечивают повышение скорости на самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при взлете с коротким разбегом. Система ХОС с НКОС и лопастями-крыльями НВ, создавая за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента их совместного поднятия 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 БВВС с комбинированной СУ, которая обладает наименьшей массой, особенно с механическим приводом двухрядного вентилятора от основных ТВаД. Однако, комбинированная СУ данной схемы имеет повышенный по сравнению с турбовинтовой СУ расход топлива. Поэтому такая СУ может рассматриваться в качестве альтернативной только для палубных БВВС небольшой продолжительности времени полета.Thus, a turbofan BVVS with PVS-X2 and DSNS-X2, having an external double-row fan and single-blade coaxial HB, the lower and upper of which are installed between the upper and lower parts of the C-shaped when viewed from the side of the fuselage, is a high-speed convertible rotary-wing aircraft, which changes its flight configuration only by fixing the symmetrical surfaces of the wing blades of the HB relative to the longitudinal axis. The exhaust ducts from the TVAD and a two-row fan, creating jet and march thrust, provide an increase in speed in airplane flight modes, but also a decrease in takeoff distance with a short take-off. The HOS system with NKOS and NV wing wings, creating a 1.15-1.2-fold increase in the coefficient of their joint increase in the production of lifting force per set, will allow, along with the high thrust-weight ratio of the SU, to realize the possibility of fulfilling the GDP and KVP technology under take-off and landing modes flight and, especially, deck-mounted airborne missile systems with a combined control system, which has the smallest mass, especially with a mechanical drive of a two-row fan from the main TVAD. However, the combined control system of this circuit has an increased fuel consumption compared to a turboprop control system. Therefore, such a SU can be considered as an alternative only for decked airborne airborne aircraft of short flight duration.
Однако, нет никаких сомнений в том, что на пути освоения БВВС, 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 ТВаД в комбинированной СУ с выносным двухрядным вентилятором позволит добиться снижения расхода топлива более чем на половину в сравнении со скоростными вертолетами двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky, что немаловажно и, особенно, для опционально управляемых БВВС (см. табл. 1).However, there is no doubt that many difficulties and problems still have to be overcome on the way to developing BVVS, using the above-mentioned advantages. 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 TVAD in a combined control system with an external double-row fan will allow to reduce 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 and, especially, for the optionally controlled airborne military vehicles (see Table 1).
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017119302A RU2653953C1 (en) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017119302A RU2653953C1 (en) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2653953C1 true RU2653953C1 (en) | 2018-05-15 |
Family
ID=62153121
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017119302A RU2653953C1 (en) | 2017-06-01 | 2017-06-01 | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2653953C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2720592C1 (en) * | 2019-05-13 | 2020-05-12 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Adaptive airborne missile system |
| RU2722520C1 (en) * | 2019-02-25 | 2020-06-01 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Aircraft impact missile system |
| RU2733678C1 (en) * | 2019-06-17 | 2020-10-06 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned impact helicopter aircraft |
| RU2826652C1 (en) * | 2024-03-01 | 2024-09-16 | Сергей Николаевич Чурилин | Helicopter with parachute safety system |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2663372A (en) * | 1948-05-04 | 1953-12-22 | United Aircraft Corp | Variable pitch control of helicopter coaxial rotors |
| RU2092392C1 (en) * | 1994-05-17 | 1997-10-10 | Научно-производственная фирма "Новые технологии - товары потребления" | Method of conversion of rotary-wing aircraft into aeroplane configuration and combined vertical take-off and landing rotary-wing aircraft for realization of this method |
| US7665688B2 (en) * | 2006-03-27 | 2010-02-23 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units |
| RU2550589C1 (en) * | 2014-02-27 | 2015-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) |
| RU2573698C2 (en) * | 2014-05-15 | 2016-01-27 | Григорий Иванович Кузнецов | High-speed rotorcraft |
-
2017
- 2017-06-01 RU RU2017119302A patent/RU2653953C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2663372A (en) * | 1948-05-04 | 1953-12-22 | United Aircraft Corp | Variable pitch control of helicopter coaxial rotors |
| RU2092392C1 (en) * | 1994-05-17 | 1997-10-10 | Научно-производственная фирма "Новые технологии - товары потребления" | Method of conversion of rotary-wing aircraft into aeroplane configuration and combined vertical take-off and landing rotary-wing aircraft for realization of this method |
| US7665688B2 (en) * | 2006-03-27 | 2010-02-23 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units |
| RU2550589C1 (en) * | 2014-02-27 | 2015-05-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Convertible vertical take-off and landing aircraft (versions) |
| RU2573698C2 (en) * | 2014-05-15 | 2016-01-27 | Григорий Иванович Кузнецов | High-speed rotorcraft |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2722520C1 (en) * | 2019-02-25 | 2020-06-01 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Aircraft impact missile system |
| RU2720592C1 (en) * | 2019-05-13 | 2020-05-12 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Adaptive airborne missile system |
| RU2733678C1 (en) * | 2019-06-17 | 2020-10-06 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned impact helicopter aircraft |
| RU2826652C1 (en) * | 2024-03-01 | 2024-09-16 | Сергей Николаевич Чурилин | Helicopter with parachute safety system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| AU2018239445B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| US20140151494A1 (en) | Vertical take-off and landing (vtol) aerial vehicle and method of operating such a vtol aerial vehicle | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| WO2013012456A2 (en) | Long endurance vertical takeoff and landing aircraft | |
| EP1704089A1 (en) | Tilt-rotor aircraft | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| US2437789A (en) | Aircraft provided with fixed and rotary wings for convertible types of flight | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| RU127364U1 (en) | SPEED COMBINED HELICOPTER | |
| RU2658736C1 (en) | Multirotor high-speed helicopter-aircraft | |
| RU2664024C2 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2673317C1 (en) | Multi-purpose high-speed helicopter aircraft | |
| RU2655249C1 (en) | High-speed helicopter-amphibious aircraft | |
| RU2706430C1 (en) | Hybrid jet plane-helicopter | |
| RU2480379C1 (en) | High speed and maneuverability rotorcraft | |
| RU2652861C1 (en) | Multi-purpose deck helicopter aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190602 |