RU2655249C1 - High-speed helicopter-amphibious aircraft - Google Patents
High-speed helicopter-amphibious aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2655249C1 RU2655249C1 RU2017124108A RU2017124108A RU2655249C1 RU 2655249 C1 RU2655249 C1 RU 2655249C1 RU 2017124108 A RU2017124108 A RU 2017124108A RU 2017124108 A RU2017124108 A RU 2017124108A RU 2655249 C1 RU2655249 C1 RU 2655249C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- flight
- wings
- blade
- fuselage
- Prior art date
Links
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 13
- 241000272525 Anas platyrhynchos Species 0.000 claims description 10
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 10
- 230000008014 freezing Effects 0.000 claims description 10
- 238000007710 freezing Methods 0.000 claims description 10
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 9
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 5
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims description 4
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims description 4
- 230000013011 mating Effects 0.000 claims description 4
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000008030 elimination Effects 0.000 claims description 3
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 claims description 3
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 3
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000000926 separation method Methods 0.000 claims description 3
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 230000009189 diving Effects 0.000 claims description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims 1
- 241000985905 Candidatus Phytoplasma solani Species 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000011295 pitch Substances 0.000 description 10
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 5
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 2
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 108010045039 seminal vesicle-specific antigen Proteins 0.000 description 2
- 241000208202 Linaceae Species 0.000 description 1
- 235000004431 Linum usitatissimum Nutrition 0.000 description 1
- 239000000956 alloy Substances 0.000 description 1
- 229910045601 alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000007667 floating Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000008520 organization Effects 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 1
- 238000005245 sintering Methods 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 скоростных вертолетов-самолетов-амфибий с двухвинтовыми несущей и движительной раздельными системами, имеющими с противоположным вращением винты соответственно соосные однолопастные и толкающие флюгерно-реверсивные, смонтированные соответственно над центром масс на верхней части фюзеляжа-лодки и в гондолах на законцовках V-образного оперения и обеспечивающие вертикальный или короткий взлет/посадку (ВВП или КВП) и горизонтальный скоростной полет при зафиксированных лопастях-крыльях, образующих в схеме «утка» с крылом обратной стреловидностью Х-образную стреловидность крыльев.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of high-speed helicopter-amphibian aircraft with twin-rotor bearing and propulsion separate systems, with counter-rotating screws with correspondingly coaxial single-blade and pushing vane-reversing, mounted respectively above the center of mass on the top of the fuselage boats and gondolas at the tips of the V-plumage and providing vertical or short take-off / landing (GDP or KVP) and horizontal high-speed oleth-blades with fixed wings, forming in a "duck" with the forward swept wing shaped X-sweep wing.
Известен полностью электрический беспилотный конвертоплан (БКП) компании ''Новые технологии'' (РФ) модели ''Эра-100'', имеющий на концах тандемных крыльев обратной и прямой стреловидности электромоторы с двухлопастными винтами в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается с самолета в вертолет четырехвинтовой несущей схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления, аккумуляторные батареи и полозковое шасси.Known fully electric unmanned tiltrotor (BKP) of the company `` New Technologies '' (RF) model `` Era-100 '', having at the ends of the tandem wings of the reverse and direct sweep electric motors with two-bladed propellers in rotary engine nacelles, when turning which it is converted with the aircraft into a helicopter of a four-screw carrier circuit, contains a control system, batteries and skid gear in the carbon fiber fuselage.
Признаки, совпадающие - наличие крыльев с Х-образной стреловидностью, имеющих на законцовках электромоторы мощностью по 2,7 кВт с винтами. Система управляет передней и задней парой поворотных электромоторов соответственно с тянущими винтами на низко расположенном крыле обратной стреловидности и с толкающими винтами на высоко расположенном крыле прямой стреловидности. Электрический БКП ''Эра-100'' с взлетным весом 24 кг сочетает в себе преимущества вертолета и самолета, может подниматься на высоту до 2 км, наличие тандемных крыльев позволяет при крейсерском полете в самолетной конфигурации находится без подзарядки батарей в воздухе до 1 часа и действовать в радиусе до 60 км.Signs that coincide - the presence of wings with an X-shaped sweep, with electric motors with a power of 2.7 kW each with screws at the tips. The system controls the front and rear pair of rotary electric motors, respectively, with pulling screws on the low located wing of the reverse sweep and pushing screws on the high located wing of the direct sweep. Electric BKP `` Era-100 '' with a take-off weight of 24 kg combines the advantages of a helicopter and an airplane, can rise to a height of 2 km, the presence of tandem wings allows cruising in an airplane configuration to be without recharging batteries in the air for up to 1 hour and operate within a radius of 60 km.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что четырехвинтовой БКП ''Эра-100'' имеет ряд недостатков, препятствующих дальнейшему повышению полезной нагрузки, как-то: первый - это то, что данный БКП, содержащий на концах тандемных крыльев с размахом 1 м четыре поворотных электромотора с винтами диаметром 0,5 м, имеет плохую управляемость по курсу на самолетных режимах полета, сложную схему управления электромоторами при независимом их повороте и вращении двух толкающих и двух тянущих винтов на переходных и вертолетных режимах полета. Второй - это то, что при висении поток от двух передних тянущих винтов, обдувая соответственно консоли первого крыла от их законцовок, создают из-за отсутствия внешних закрылок переднего крыла значительную потерю каждого винта (≈20%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги передних винтов и создавать задними двумя толкающими винтами ситуацию неуправляемого пикирования, что снижает стабильность управления и безопасность. Третий - это то, что равновеликие винты с четырьмя электромоторами одинаковой мощности предопределяют равноудаленное размещение пары передних и пары задних винтов от центра масс, что, уменьшая длину фюзеляжа до 1,3 м, приводит из-за отсутствия киля к ухудшению путевой устойчивости на переходных и самолетных крейсерских режимах полета.Reasons that impede the task: the first is that the four-screw BKP Era-100 has a number of drawbacks that prevent a further increase in the payload, such as: the first is that this BKP containing at the ends of the tandem wings with with a range of 1 m, four rotary electric motors with 0.5 m diameter propellers, have poor heading control in airplane flight modes, a complex control circuit for electric motors when turning them independently and rotating two pushing and two pulling screws in transition and helicopter modes flight. The second is that when the flow from two front pulling screws hangs, respectively blowing the consoles of the first wing from their tips, due to the lack of external flaps of the front wing, they create a significant loss of each screw (≈20%) in their vertical thrust, and large the flow rates of the discarded ones predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the thrust force of the front screws and create an uncontrolled dive situation with the rear two pushing screws, which reduces so the stability of the control and safety. The third is that equal-sized screws with four electric motors of the same power predetermine equidistant placement of a pair of front and a pair of rear screws from the center of mass, which, reducing the length of the fuselage to 1.3 m, leads to a decrease in the stability of the stability of the transitional and airplane cruising flight modes.
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 complex electric motor control circuit with independent rotation of the four carriers propellers 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 и задний винты, 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 '' of the company Sikorsky (USA), made according to the twin-screw coaxial scheme, has a power plant engine (SU) that transmits torque through the main gearbox and the transmission shaft system to the carrier and rear screws 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 10,5 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-fin plumage, a GE-YT706 turboshaft engine with a power of 2600 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to a 10.5 m diameter three-blade coaxial rotors and 2.13 m six-blade pushing screw, 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 not less than 87.93 g / pass⋅km.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним 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 винтов с автоматом перекоса лопастей нижнего из них весьма 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. 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 is a twin-screw coaxial circuit and with a rear rotor 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 screws with an automatic swash plate for the lower of the blades greatly 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. 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 aforementioned 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 using wing-stopped and non-retractable wings, simplification 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 многоцелевого многовинтового вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен упомянутой двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей однолопастные несущие винты (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающие создание вертикальной тяги только при вертикальном или коротком взлете/посадке (ВВП или КВП), и двухвинтовой пропульсивной системой (ДПС), имеющей на концах гондол толкающие винты, смонтированные на законцовках V-образного оперения для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего НВ, размещенных над двигательным отсеком фюзеляжа, снабженным надфюзеляжным воздухозаборником, смонтированным спереди центроплана высокорасположенного крыла обратной стреловидности (КОС), имеющего как отрицательный угол ϕ=-5° поперечного V при отрицательном угле χ=-13° стреловидности, так и обратное сужение с закрылками и внешними флапперонами, уменьшающими при максимальном их отклонении во время выполнения ВВП и зависания потери в вертикальной тяги ДСНС-Х2, и выполнен по аэродинамической схеме «утка» с КОС и возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДПС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ и синхронно втянутых телескопических их противовесов в обтекатели втулок соответствующих НВ, лопасти которых закреплены под положительным углом χ=+13° стреловидности и вынесены от плоскости симметрии наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность ПГО в схеме «утка» с системой крыльев с X-образной стреловидностью (ХОС), включающей КОС большого удлинения и разноуровневые широкохордовые лопасти-крылья НВ, размещенные над и позади консолей КОС, но и обратно, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной треугольной формы боковых обтекателей при виде спереди, изготовленной, образуя при виде сверху ромбовидную с округленными вершинами конфигурацию фюзеляжа-лодки, из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего горизонтального оперения (ПГО), а две основные двухколесные стойки - в задние отсеки боковых обтекателей фюзеляжа-лодки, причем низкорасположенное ПГО, выполненное, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, полностью герметизированным при положительном угле ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками, синхронно работающими с механизацией КОС, снабженного внешними отклоняемыми вниз концевыми частями, уменьшающими стояночную площадь при зафиксированных лопастях-крыльях НВ вдоль оси симметрии и установленных назад по полету над кормовой частью хвостовой балки, при этом в ДПС-Х2 каждый флюгерно-реверсивный толкающий винт, имеющий как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ, но и возможность подключения к вспомогательной силовой установки (ВСУ) для создания прямой и обратной тяги при выполнении зависания для соответствующего поступательного полета вдоль продольной его оси, причем в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с толкающими винтами в ДПС-Х2 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 носовой к кормовой 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 консолями V-образного оперения, при этом система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет задний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован перед центром масс в передней части моторного отсека 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 продольным выходным задним валом с кормовым промежуточным V-образным при виде спереди редуктором с соответствующими валами, проложенными в носке консолей V-образного оперения для левого и правого толкающих винтов, 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=2,8 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 60% от взлетной мощности СУ только на толкающие винты ДПС-Х2, но и обратно.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned known multi-rotor multi-rotor helicopter, the closest to it, are the fact that it is equipped with the aforementioned twin-screw coaxial bearing system (DSNS), including single-blade main rotors (HB) with profiled counterweights, ensuring the creation of vertical thrust only for vertical or short take-off / landing (GDP or KVP), and a twin-screw propulsive system (DPS), with pushing screws at the ends of the nacelles, mounted e at the tips of the V-shaped plumage for creating marching thrust during high-speed horizontal flight and two fixed wing blades of the upper and lower HB, located above the engine compartment of the fuselage, equipped with a dorsal air intake, mounted in front of the center section of a highly located backward sweep wing (CBS), which has a negative the angle ϕ = -5 ° of the transverse V at a negative angle χ = -13 ° of sweep, and the reverse narrowing with flaps and external flappers, which reduce at maximum and deviation during the execution of GDP and freezing of the vertical thrust loss DSNS-X2, and performed according to the aerodynamic scheme "duck" with CBS and the possibility of converting its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with DSNS-X2 and DPS-X2 in the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching DPS-X2, respectively, with single-bladed HB operating in modes close to their autorotation or when fixed wing blades of the HB and their synchronously pulled telescopic counterweights into the fairings lock of the corresponding HB, the blades of which are fixed at a positive angle of χ = + 13 ° sweep and are carried out from the plane of symmetry outward in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the PGO in the "duck" scheme with a system of wings with X-shaped sweep (CW), including CBS of large elongation and multilevel wide-chordal HB wings-wings, located above and behind the CBS consoles, but also vice versa, while the lower part of the fuselage to increase seaworthiness and ensure buoyancy is made in the form of a sealed container a ki having a keel-shaped bottom and the main power element in the form of a box-shaped beam with its external contour in the form of a triangular faceted side cowl when viewed from the front, made, forming, from a top view, a rhomboid-shaped boat with rounded tops, made of composite materials and equipped with a central the main fuel tank and cargo compartment for the main components and assemblies of the four-wheeled chassis, two one-wheel bearings from which are removed in the niches of the front horizontal center section feathering (PGO), and the two main two-wheeled racks - in the rear compartments of the side fairings of the fuselage-boat, and the low-lying PGO, made by increasing the longitudinal-transverse stability in water, completely sealed at a positive angle ψ = + 5 ° transverse V, is equipped throughout its span with flaps synchronously working with the KOS mechanization, equipped with external end-deflectable end parts, which reduce the parking area with fixed HB wing blades along the axis of symmetry and installed backward over the aft part of the tail boom, while in DPS-X2 each vane-reversing pushing screw having both rigid fastening of the blades and the ability to change its general pitch and set its blades to the vane position after it is stopped and fixed for emergency landing with autorotating HB, but also the ability to connect to an auxiliary power unit (APU) to create forward and reverse thrust when performing hovering for the corresponding translational flight along its longitudinal axis, and in full They have symmetrical and synchronously balanced DSNS-X2 single-bladed HBs that create air currents that, while reducing noise and vibration, but also reducing aerodynamic interference, do not interact with pushing screws in DPS-X2 and are designed without cyclic change in pitch and with rigid mounts of their blades and profiled counterweights, but also of creating from the HB full compensation of reactive torques 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 top the 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 bow to the stern of the fuselage and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of lateral and directional control when performing GDP and hovering and creating a smoother airflow around the tail boom, which eliminates its resonant vibrations in conjunction with the consoles of the V-shaped plumage, while the transmission system both sintering power transmission from two, for example, turboshaft engines (TWD), the left and right of which has a rear shaft output for take-off power and is mounted in front of the center of mass in the front of the engine compartment and connected via a clutch to a corresponding input shaft transmitting torque from each TVAD to the main multi-level gearbox having a bearing and marching output streams connected through clutches, respectively, with coaxial vertical output shafts for HB and longitudinal output rear a shaft with a stern intermediate V-shaped when viewed from the front, the gearbox with the corresponding shafts laid in the toe of the V-plumage consoles for the left and right pushing screws, and when performing GDP and freezing, the smooth power distribution of the control system from two fuel assemblies is provided by the main gearbox 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 of SU equal to ρ N = 2,8 kg / hp., and aircraft flight modes when zafiksi ovannyh appropriately blades wings HB-transmission system redistributed 60% of take-off power to the SU only pushing screws DPS-X2, but also the back.
Кроме того, упомянутые 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 ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые во внутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (bmaxHB), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды bmaxHB и 2/3 от толщины сmaxHB, 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 КОС, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в 
Кроме того, упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на упомянутых соосных верхнем и нижнем НВ роль рулевых поверхностей - элевонов, снабженных сервоприводом и возможностью при выполнении ВВП и зависания на вертолетных режимах полета их синхронного отклонения в вертикальной плоскости таким образом, что как при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз и прохождении при этом лопастей НВ с противоположных правой/левой боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо, так и синфазном их отклонении вниз/вверх при прохождении лопастей НВ над хвостовой балкой, изменяют балансировку по тангажу соответственно пикирующий и кабрирующий моменты.In addition, the said wedge-shaped profiles of the blades of the HB and their continuous upper surface are made with a lower ledge-cut diamond-shaped in terms of shape, the outer protruding sides of which form the aforementioned isosceles triangle in plan, acting on the said coaxial upper and lower HB as steering surfaces - elevons equipped with a servo drive and the possibility, when performing GDP and hovering in helicopter flight modes, of their synchronous deviation in the vertical plane in such a way that, as with their differential deviation down / up and up / down and the passage of the HB blades from opposite left / right sides of the fuselage, change the roll balance to the left and right, respectively, and their in-phase deviation down / up when passing the HB blades above the tail boom, change the balance in pitch, respectively, diving and cabrating moments.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной вертолет-самолет-амфибию (СВСА), снабженную упомянутой двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей однолопастные несущие винты (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающие создание вертикальной тяги только при вертикальном или коротком взлете/посадке (ВВП или КВП), и двухвинтовой пропульсивной системой (ДПС), имеющей на концах гондол толкающие винты, смонтированные на законцовках V-образного оперения для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего НВ, размещенных над двигательным отсеком фюзеляжа, снабженным надфюзеляжным воздухозаборником, смонтированным спереди центроплана высокорасположенного крыла обратной стреловидности (КОС), имеющего как отрицательный угол ϕ=-5° поперечного V при отрицательном угле χ=-13° стреловидности, так и обратное сужение с закрылками и внешними флапперонами, уменьшающими при максимальном их отклонении во время выполнения ВВП и зависания потери в вертикальной тяги ДСНС-Х2, и выполнен по аэродинамической схеме «утка» с КОС и возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДПС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ и синхронно втянутых телескопических их противовесов в обтекатели втулок соответствующих НВ, лопасти которых закреплены под положительным углом χ=+13° стреловидности и вынесены от плоскости симметрии наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность ПГО в схеме «утка» с системой крыльев с X-образной стреловидностью (ХОС), включающей КОС большого удлинения и разноуровневые широкохордовые лопасти-крылья НВ, размещенные над и позади консолей КОС, но и обратно, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной треугольной формы боковых обтекателей при виде спереди, изготовленной, образуя при виде сверху ромбовидную с округленными вершинами конфигурацию фюзеляжа-лодки, из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего горизонтального оперения (ПГО), а две основные двухколесные стойки - в задние отсеки боковых обтекателей фюзеляжа-лодки, причем низкорасположенное ПГО, выполненное, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, полностью герметизированным при положительном угле ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками, синхронно работающими с механизацией КОС, снабженного внешними отклоняемыми вниз концевыми частями, уменьшающими стояночную площадь при зафиксированных лопастях-крыльях НВ вдоль оси симметрии и установленных назад по полету над кормовой частью хвостовой балки, при этом в ДПС-Х2 каждый флюгерно-реверсивный толкающий винт, имеющий как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ, но и возможность подключения к вспомогательной силовой установки (ВСУ) для создания прямой и обратной тяги при выполнении зависания для соответствующего поступательного полета вдоль продольной его оси, причем в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с толкающими винтами в ДПС-Х2 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 носовой к кормовой 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 консолями V-образного оперения, при этом система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет задний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован перед центром масс в передней части моторного отсека 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 продольным выходным задним валом с кормовым промежуточным V-образным при виде спереди редуктором с соответствующими валами, проложенными в носке консолей V-образного оперения для левого и правого толкающих винтов, 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=2,8 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 60% от взлетной мощности СУ только на толкающие винты ДПС-Х2, но и обратно. Все это позволит при переходных маневрах СВСА повысить продольно-поперечную управляемость, а размещение СУ вблизи центра масс обеспечит упрощение системы трансмиссии и позволит использовать ТВаД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель фюзеляжа и его аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированных балансировочных противовесов. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы таких НВ - это ВВП и зависание. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированной ДСНС-Х2 моменты Мкрен и Мпрод от соосных однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через главный редуктор взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в ДСНС-Х2 будет выше, имея равновеликий их радиус с НВ как у соосного (Ка-27) вертолета с многолопастными НВ, обеспечит увеличение взлетного веса на 15%. Что позволит повысить весовую отдачу и улучшить на 66,67% топливную эффективность за счет того, что при выполнении ВВП и зависания работают два ТВаД, а при выполнении скоростного крейсерского полета - 60% от двух ТВаД и, особенно, в сравнении с палубным двух-двигательным вертолетом Ка-27, расходующими 734 кг/ч топлива. Более того, все это позволит также в сравнении с традиционным самолетом монопланной схемы повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,23 раза коэффициент поднятия схемы «утка» с крыльями ХОС, создающей совместно с ПГО преимущество в производстве подъемной силы при выполнении КВП на взлетно-посадочных на скоростных режимах горизонтального полета и, особенно, палубных противолодочных СВСА, но и опционально-управляемых беспилотных вертолетов-самолетов-амфибий (БВСА), используемых на удалении 1190 км от авианесущего корабля (АНК) совместно с СВСА.Due to the presence of these signs, allowing to master a high-speed helicopter-amphibian helicopter (Aircraft Attachment), equipped with the aforementioned twin-screw coaxial bearing system (DSNS), including single-blade main rotors (HB) with profiled counterweights, ensuring the creation of vertical thrust only during vertical or short take-off / landing (GDP or KVP), and a twin-screw propulsive system (DPS), with pushing screws at the ends of the nacelles mounted on the tips of the V-shaped plumage to create marching thrust at a high-speed horizon flight and fixed two wing blades of the upper and lower HB, located above the engine compartment of the fuselage, equipped with a dorsal air intake mounted in front of the center section of the highly located wing of the reverse sweep (CBS), having a negative angle ϕ = -5 ° transverse V with a negative angle χ = -13 ° sweep, as well as reverse narrowing with flaps and external flappers, which reduce at the maximum deviation during the execution of GDP and freezing the loss in vertical thrust of the DSNS-X2, and flax according to the aerodynamic scheme "duck" with CBS and the possibility of converting its flight configuration after performing the HFR or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with DSNS-X2 and DPS-X2 to the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching DPS-X2, respectively, with single-bladed HB operating in the regimes close to their autorotation or when the fixed wing blades of the HB and their telescopic counterweights synchronously pulled in the fairings of the bushings of the corresponding HB, the blades of which are fixed at a positive angle χ = + 13 ° arrows identities and carried out from the plane of symmetry to the outside in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the PGO in the “duck” scheme with a system of wings with an X-shaped sweep (CWS), including high-elongation CWS and multi-level wide-chordal HB wings located above and behind the CBS consoles, but also vice versa, while the lower part of the fuselage to increase seaworthiness and ensure buoyancy is made in the form of a sealed boat having a keel shape and the main power element in the form of a box beam with with its external contour in the form of a faceted triangular shape of the side fairings when viewed from the front, made, forming, from a top view, a rhomboid-shaped configuration with rounded vertices of the boat fuselage, made of composite materials and equipped with a central main fuel tank and cargo compartment for the main components and assemblies of the four-wheeled chassis, two one-wheel supports from which are removed in the niches of the center section of the front horizontal tail unit (PGO), and the two main two-wheel racks are in the rear compartments of the side fairings of the fu of a boat-boat, and the low-lying PGO, made by increasing the longitudinal-transverse stability on water, completely sealed at a positive angle ψ = + 5 ° of the transverse V, is equipped with flaps throughout its span, synchronously working with KOS mechanization, equipped with external end parts that are deflected downward , reducing the parking area with fixed blades-wings of the HB along the axis of symmetry and installed backward in flight above the aft of the tail boom, while in DPS-X2 each vane-reversing pushing int, having both a rigid fastening of the blades, and the ability to change its general pitch and install its blades in a vane position after it is stopped and fixed for emergency landing with autorotating HB, but also the ability to connect to an auxiliary power unit (APU) to create a direct and reverse thrust when performing hovering for the corresponding translational flight along its longitudinal axis, moreover, in the fully symmetric and synchronously balanced DSNS-X2, single-bladed HBs creating air These flows, which, reducing noise and vibration, but also reducing aerodynamic interference, do not interact with pushing screws in DPS-X2 and are performed without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also creating full compensation from HB 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 The incoming lobes advancing over them passed over the left and right sides of the fuselage from the bow to the stern of the fuselage and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of lateral and directional control during GDP and hovering, and a smoother air flow around the tail beam, which eliminates its resonant vibrations in conjunction with the consoles of the V-shaped plumage, while the transmission system provides power transmission from two, for example, turboshaft engines (TVAD), left, etc. the one of which has a rear shaft output for take-off power and is mounted in front of the center of mass in the front of the engine compartment and connected via a clutch to the corresponding input shaft, which transmits the torque from each fuel assembly to the main multi-level gearbox, which has a bearing and marching output flows connected through clutches respectively with coaxial vertical output shafts for HB and longitudinal output rear shaft with aft intermediate V-shaped when viewed from the front gear with they have shafts laid in the nose of the V-plumage consoles for the left and right pushing screws, and, when the GDP and freezing are fulfilled, the smooth power distribution of the control system from two TVAD is provided by the main gearbox only to single-bladed HB DSNS-X2 in the amount of 100% of their take-off power used in helicopter flight modes with a specific load on the SU power equal to ρ N = 2.8 kg / h.p., and in aircraft flight modes with properly fixed NV wing wings, the redistribution transmission system 60% of the take-off power of the SU is applied only to the pushing screws DPS-X2, but also vice versa. All this will make it possible to increase the longitudinal-transverse controllability during transitional maneuvers of the SVSA, and the placement of the control system near the center of mass will simplify the transmission system and will allow the use of a smaller turbofan engine in their diameter, which will reduce the midship of the fuselage and its aerodynamic drag. The use of single-blade HB will allow to achieve higher aerodynamic efficiency, despite the harmful resistance of profiled balancing balances. To prevent unwanted vibrations, single-blade HBs operate at high peripheral speeds. Therefore, the main mode of operation of such HBs is GDP and freezing. In the case of oblique blowing, the draft of the HB changes cyclically. Therefore, rigid blade attachment improves handling, especially single-blade HB. In synchronized DSNS-X2, the moments M roll and M prod from coaxial single-bladed HBs are mutually annihilated when transferred to the fuselage through the main gearbox. Therefore, the aerodynamic profitability coefficient of single-bladed aircraft in the DSNS-X2 will be higher, having their radius equal to that of the aircraft as in a coaxial (Ka-27) helicopter with multi-blade aircraft, will increase the take-off weight by 15%. This will increase the weight return and improve fuel efficiency by 66.67% due to the fact that when working with GDP and hovering, two TWhs work, and when performing a high-speed cruising flight, 60% of two TWhs and, especially, in comparison with the two-deck engine helicopter Ka-27, consuming 734 kg / h of fuel. Moreover, all this will also allow, in comparison with a traditional monoplane aircraft, to increase maneuverability at low flight speeds and during transitional maneuvers, but also to reduce the stall speed for an increase set by 1.23 times the lifting coefficient of the “duck” scheme with the CWS wings, which together creates with PGO, the advantage in the production of lifting force when performing AEC on take-off and landing at high-speed horizontal flight modes and, especially, deck-based anti-submarine ASA, but also optionally controlled unmanned helicopters-airplanes fiby (MENA), used at a distance of 1190 km from the aircraft carrier (ANC) together with the ACMS.
Предлагаемое изобретение преобразуемого СВСА, выполненного по концепции ДСНС-Х2 с ДПС-Х2 и крыльями-лопастями однолопастных НВ, зафиксированных над и позади консолей КОС, но и вынесены наружу от оси симметрии, образуя схему «утка» с крыльями ХОС и V-образным оперением, представлено на общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) на фиг. 1 с вариантами его использования:The proposed invention is a convertible SHSA, made according to the concept of DSNS-X2 with DPS-X2 and wing-blades of single-bladed HBs, fixed above and behind the KOS consoles, but also brought outward from the axis of symmetry, forming a "duck" with KhOS wings and a V-shaped plumage is shown in general side and top views a) and b), respectively, in FIG. 1 with options for its use:
а) в полетной конфигурации вертолета с ДСНС-Х2, имеющей однолопастные соосные НВ с профилированными телескопическими противовесами, лопасти которых, проходя над носовой и кормовой частями фюзеляжа, свободно вращаются в противоположные стороны над консолями высокорасположенного КОС;a) in the flight configuration of a helicopter with DSNS-X2, having single-blade coaxial HB with profiled telescopic counterweights, the blades of which, passing above the fore and aft parts of the fuselage, freely rotate in opposite directions above the consoles of the high-lying CBS;
б) в полетной конфигурации турбовинтового самолета с системой крыльев ХОС, создающей подъемную силу совместно с ПГО, КОС и зафиксированными лопастями-крыльями НВ при втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой двумя толкающими винтами с расположением левой и правой консолей КОС в полетной конфигурации без опускания вниз концевых частей 6 КОС 3.b) in the flight configuration of a turboprop aircraft with a CWS wing system that creates lift together with the PGO, CBS and fixed HB wings-blades with their telescopic counterweights retracted, marching thrust provided by two pushing screws with the left and right CBS consoles in the flight configuration without lowering the
Преобразуемый СВСА, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с системой крыльев ХОС, представлен на фиг. 1 и содержит фюзеляж-лодку 1, имеющей днище килеватой формы и хвостовую балку 2. Высокорасположенное КОС 3 с закрылками 4 и флапперонами 5 имеет внешние секции 6, которые выполнены складывающимися вниз во время стоянки. Низкорасположенное ПГО 7 снабжено закрылками 8, синхронно работающими с механизацией 4-5 КОС 3. Развитое V-образное оперение смонтировано на конце хвостовой балки 2, имеет кили 9 с рулевыми поверхностями 10. В задних продолговатых окончаниях гондол 11, смонтированных на законцовках V-образного оперения 9 с трехлопастными левым 12 и правым 13 толкающими винтами. Над моторным отсеком 14 фюзеляжа 1 смонтированы верхний 15 и нижний 16 соосные однолопастные НВ, которые для создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки (см. фиг. 1б) и снабжены их профилированными противовесами 17. Однолопастные НВ соосные 15-16 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и телескопических противовесов 17, выполненных в виде сегментов обтекателей втулок 18 и 19 соответствующих НВ. Между парой втулок 18-19 имеется обтекатель 20 колонки валов соосных НВ 15-16 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 21, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 20. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП и отказе двигателей СУ его широкохордовые 15-16 НВ работают на режиме авторотации и разгружают КОС 3, а во время горизонтального полета и отказе его двух ТВаД - лопасти толкающих винтов 12-13 флюгируются для предотвращения авторотации с одновременным автоматическим отклонением закрылок 4 и флапперонов 5 на КОС 3 и закрылок 8 на ПГО 7 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 15-16 - на угол 47°. Двухдвигательная СУ имеет в передних окончаниях моторного отсека 14 левый и правый ТВаД с задним выводом вала для отбора 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 15-16 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с авторотирующими НВ 15-16, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении как ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается главным редуктором посредством соосной системы валов только на 15-16 НВ, так и в самолетной полетной конфигурации - только на толкающие винты 12-13 посредством продольно-поперечных валов, проложенных (на фиг. 1 не показаны) вдоль хвостовой балки 2 и в носке V-образного оперения 9 и также от работающих ТВаД, отключенных при этом от системы трансмиссии привода НВ 15-16. Планер, кабина и грузопассажирский отсек плавающего СВСА выполнены из композитных материалов и углеродного волокна, каркас и несущие элементы фюзеляжа - из сплавов на основе алюминия. Боковые обтекатели 22 фюзеляжа-лодки 1 выполнены при виде спереди в виде граненной треугольной формы, образующей при виде сверху ромбовидную с округленными вершинами конфигурацию фюзеляжа. Четырехопорное колесное шасси, главные опоры с колесами 23 убираются в задние отсеки боковых обтекателей 22 фюзеляжа-лодки 1, вспомогательные опоры с колесами 24 - в передние отсеки центроплана ПГО 7.Convertible SHSA made according to the aerodynamic configuration of a “duck” with a CWS wing system is shown in FIG. 1 and contains a fuselage-
Управление преобразуемым СВСА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы НВ 15-16 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 5 на КОС 3 и рулей высоты 10 на V-образном оперении 9. При крейсерском полете подъемная сила создается ПГО 7, КОС 3 в системе крыльев ХОС совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ 15-16, образующими схему биплан-тандем с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ 15-16, размещенными позади и над консолями КОС 3 (см. фиг. 1б), горизонтальная тяга - толкающими винтами 12-13 на законцовках V-образного оперении 9, на режиме висения только соосными НВ 15-16, на режиме перехода - ПГО 7, КОС 3 и НВ 15-16. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 4 с флапперонами 5 консолей с обратным сужением (см. фиг. 1б) КОС 3 синхронно отклоняются с закрылками 8 ПГО 7 на максимальные их углы. После создания подъемной тяги соосными 15-16 НВ обеспечиваются режимы ВВП и зависания с использованием только НВ 15-16 (см. рис. 1а). При синфазном отклонении серво-элевонов 24 (см. фиг. 1б) НВ 15-16 вверх или вниз при прохождении их лопастей над хвостовой балкой 2, изменяют продольную балансировку, а при дифференциальном их отклонении вверх-вниз при прохождении лопастей НВ 15-16 с противоположных боковых сторон фюзеляжа-лодки 1, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания. При висении на вертолетных режимах полета СВСА путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 15 и нижнего 16 НВ.Control of the converted SVSA is ensured by the general and differential change in the pitch of the coaxial group HB 15-16 and the deviation of the steering surfaces:
После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ПГО 7 и КОС 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 15-16 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются с углом χ=+13° стреловидности (см. фиг. 1б) и затем создается совместная маршевая тяга двух толкающих винтов 12-13 (см. рис. 1б) и производится скоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 10 двух килей 9. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 10 V-образного хвостового оперения 9 и внешних флапперонов 5 КОС 3 соответственно.After vertical take-off and climb, the mechanization of
Таким образом, многоцелевой СВСА с двухвинтовыми системами ДПС-Х2 и ДСНС-Х2, имеющими толкающие винты на законцовках V-образного оперения и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых смонтированы над моторным отсеком фюзеляжа-лодки, представляет собой скоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев НВ относительно продольной оси. Флюгерно-реверсивные толкающие винты, создающие маршевую тягу, обеспечивают повышение скорости на самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при взлете с коротким разбегом. Система крыльев ХОС с КОС и лопастями-крыльями НВ, создавая с ПГО 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 и, особенно, палубных СВСА. Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка, имея ромбовидный в плане фюзеляж-лодку с боковыми обтекателями, низко- и высокорасположенные ПГО и КОС, повышает продольно-поперечную остойчивость при морском базировании, но и, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей соосных НВ на режиме горизонтального полета в перегрузочной винтокрылой конфигурации, компенсируя оную их противовращением.Thus, the multi-purpose SAA with twin-screw systems DPS-X2 and DSNS-X2, having pushing screws at the tips of the V-shaped plumage and single-blade coaxial HB, the lower and upper of which are mounted above the engine compartment of the fuselage-boat, is a high-speed convertible rotary-wing aircraft , which changes its flight configuration only by fixing the symmetrical surfaces of the HB wing blades relative to the longitudinal axis. The vane-reversing pushing propellers that create the marching thrust provide an increase in speed in airplane flight modes, but also a decrease in takeoff distance with a short take-off. The CWS wing system with CWS and HB wings-wings, creating with the PGO for a set a 1.15-1.2-fold increase in the coefficient of their joint raising 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 technology of GDP and KVP and, especially, decked SAA. The choice of such an aerodynamic scheme is not accidental, because such an arrangement, having a rhomboid-shaped fuselage-boat with side fairings, low and high-lying PGO and KOS, increases the longitudinal-transverse stability when sea-based, but also, having aerodynamic symmetry, eliminates the loss of lift due to flow stall from the retreating blades coaxial HB in the horizontal flight mode in the reloading rotorcraft configuration, compensating for it by their counter-rotation.
Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения СВСА, 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, для использования концепции ДСНС-Х2 с ДПС-Х2 требуются минимальные изменения существующих конструкций вертолетов соосной схемы, то доведение, сокращая сроки их освоения, соответственно до разведывательно-ударных и противолодочных и противокорабельных БВСА или поисково-спасательных и транспортно-десантных СВСА (см. табл. 1) - задача достаточно просто технически реализуемая и предпочтительная, особенно, для нужд палубной авиации.However, there is no doubt that many difficulties and problems still have to be overcome on the way to the development of SAA, using the above 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, the use of the DSNS-X2 concept with the DPS-X2 requires minimal changes to the existing designs of coaxial helicopters, then bringing them down to the reconnaissance-strike and anti-submarine and anti-ship naval airborne reconnaissance or search and rescue and airborne assault landing forces (see Table 1) is a task quite technically feasible and preferable, especially for the needs of carrier-based aviation.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017124108A RU2655249C1 (en) | 2017-07-06 | 2017-07-06 | High-speed helicopter-amphibious aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017124108A RU2655249C1 (en) | 2017-07-06 | 2017-07-06 | High-speed helicopter-amphibious aircraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2655249C1 true RU2655249C1 (en) | 2018-05-24 |
Family
ID=62202600
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017124108A RU2655249C1 (en) | 2017-07-06 | 2017-07-06 | High-speed helicopter-amphibious aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2655249C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110316368A (en) * | 2019-04-04 | 2019-10-11 | 南京航空航天大学 | A kind of distributed-power tilting rotor wing unmanned aerial vehicle and its control method |
| RU2785230C1 (en) * | 2018-12-19 | 2022-12-05 | ЛЕОНАРДО С.п.А. | Aircraft and method for its manufacture |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| RU127364U1 (en) * | 2012-11-22 | 2013-04-27 | Сергей Викторович Михеев | SPEED COMBINED HELICOPTER |
| RU129485U1 (en) * | 2012-12-26 | 2013-06-27 | Яков Александрович Колесник | COXY SPEED HELICOPTER |
| RU2521090C1 (en) * | 2013-06-13 | 2014-06-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | High-speed turboelectric helicopter |
| EP1884047B1 (en) * | 2005-05-26 | 2014-07-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | De-rotation system for counter-rotating, coaxial rotor hub shaft fairing |
-
2017
- 2017-07-06 RU RU2017124108A patent/RU2655249C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1884047B1 (en) * | 2005-05-26 | 2014-07-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | De-rotation system for counter-rotating, coaxial rotor hub shaft fairing |
| 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 |
| RU127364U1 (en) * | 2012-11-22 | 2013-04-27 | Сергей Викторович Михеев | SPEED COMBINED HELICOPTER |
| RU129485U1 (en) * | 2012-12-26 | 2013-06-27 | Яков Александрович Колесник | COXY SPEED HELICOPTER |
| RU2521090C1 (en) * | 2013-06-13 | 2014-06-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | High-speed turboelectric helicopter |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2785230C1 (en) * | 2018-12-19 | 2022-12-05 | ЛЕОНАРДО С.п.А. | Aircraft and method for its manufacture |
| CN110316368A (en) * | 2019-04-04 | 2019-10-11 | 南京航空航天大学 | A kind of distributed-power tilting rotor wing unmanned aerial vehicle and its control method |
| CN110316368B (en) * | 2019-04-04 | 2020-12-22 | 南京航空航天大学 | Distributed power tilt rotor unmanned aerial vehicle and control method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9321526B2 (en) | Compound helicopter | |
| US8540184B2 (en) | Long-range aircraft with high forward speed in cruising flight | |
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| AU2024202990A1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| CN101559832A (en) | Fast hybrid helicopter with large range | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| US11407506B2 (en) | Airplane with tandem roto-stabilizers | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| CN112027073A (en) | Combined type tilting wing longitudinal rotation double-rotor aircraft | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| RU2521121C1 (en) | Heavy-duty multirotor convertible rotorcraft | |
| RU2655249C1 (en) | High-speed helicopter-amphibious aircraft | |
| RU2658736C1 (en) | Multirotor high-speed helicopter-aircraft | |
| RU2664024C2 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190707 |