RU2657706C1

RU2657706C1 - Convertiplane

Info

Publication number: RU2657706C1
Application number: RU2017122311A
Authority: RU
Inventors: Александр Дмитриевич Арефьев; Сергей Прокофьевич Присяжнюк; Александр Владимирович Храбан; Андрей Сергеевич Черепанов
Original assignee: Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций"
Priority date: 2017-06-23
Filing date: 2017-06-23
Publication date: 2018-06-14

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly to vertical take-off and landing unmanned aerial vehicles. Convertiplane comprises a fuselage, a glider and a propeller motor group. Glider is configured as a "flying wing" with a positive sweep, and the propeller motor group is made in the form of two front traction engines and one rear engine. Two front traction engines are located at an equal distance from the construction axis of the convertiplane and at a distance from the leading edge of the wing greater than the radius of their propellers, have the opposite direction of rotation and are mounted to change the direction of the thrust vector by their independent rotation relative to the fuselage parallel to the construction axis of the convertiplane. Rear engine is located on the construction axis of the convertiplane at a distance from the trailing edge of the wing greater than the radius of its propeller and mounted at a specified angle to the horizontal plane.

EFFECT: invention minimizes the shadowing effect of the flow by the aircraft body.

1 cl, 5 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки.The invention relates to the field of aviation technology, in particular to the design of unmanned aerial vehicles of vertical take-off and landing.

Для оценки новизны заявленного решения рассмотрим ряд известных технических средств аналогичного назначения, характеризуемых совокупностью сходных с заявленным устройством признаков.To assess the novelty of the claimed solution, we consider a number of well-known technical devices of a similar purpose, characterized by a combination of features similar to the claimed device.

Известен беспилотный тяжелый электроконвертоплан по патенту РФ 2532672, имеющий планер из композитного углепластика с передним горизонтальным оперением и двухкилевым оперением, смонтированным к консолям высокорасположенного крыла на разнесенных балках, содержит с внешних сторон килей консоли стабилизатора, двигатели силовой установки, передающие мощность через главный редуктор и валы трансмиссии на поворотные тянущий и толкающий винты, расположенные соответственно в носовой и кормовой части фюзеляжа, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой, отличающийся тем, что он выполнен с разновеликими крыльями по дупланной аэродинамической схеме, включающей высокорасположенное первое крыло и большее второе крыло, и концепции тандемного расположения трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости и различного типоразмера, два передних из которых одинакового по взлетной мощности типоразмера смонтированы на консолях цельноповоротного первого крыла и один задний большего по взлетной мощности типоразмера, равного сумме двух передних - на межкилевом цельноповоротном стабилизаторе Н-образного хвостового оперения, как с обеспечением разнесения поперечных осей их поворота соответственно ближе и дальше от центра масс, так и с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета девятивинтовой несущей схемы, имеющей при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов и не только при противоположном направлении вращения между тянущим и толкающими винтами в каждом модуле, но и при одинаковом направлении вращения между собой как левого тянущего с правыми толкающими винтами, так и правого тянущего с левыми толкающими винтами передней группы и противоположного - между тянущими винтами левым передним и задним, но и парой толкающих винтов левых передних и парой задних, в полетную конфигурацию самолета, позволяющего достичь третьей или второй крейсерской скорости полета с шести- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с тремя или двумя парами толкающих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях.Known unmanned heavy electroconvertop according to the patent of the Russian Federation 2532672, having a composite carbon fiber glider with front horizontal tail and two-tail plumage mounted to the consoles of the high wing on spaced beams, it contains stabilizer console keels on the outside, motors of the power plant transmitting power through the main gearbox and shafts transmissions to rotary pulling and pushing screws located respectively in the fore and aft of the fuselage, providing horizontal and With a corresponding deviation, vertical traction, a three-post retractable wheeled chassis, with a nose support support, characterized in that it is made with different-sized wings according to a hollow aerodynamic scheme, including a high-placed first wing and a larger second wing, and the concept of a tandem arrangement of three-screw modules, made with the possibility of working with different angles of their deviation in the vertical plane and of different sizes, the two front ones of which are of the same size are mounted on the consoles of the all-turning first wing and one rear, larger take-off size, equal to the sum of the two front ones - on the inter-keel all-turning stabilizer of the H-shaped tail unit, both with the separation of the transverse axes of their rotation respectively closer and further from the center of mass, and with the possibility transformations of its flight configuration from a helicopter of a nine-rotor supporting circuit, which at the same time has full compensation of reactive torques from all rotors and not only when the direction of rotation between the pulling and pushing screws in each module, but with the same direction of rotation between each other, both the left pulling with the right pushing screws, and the right pulling with the left pushing screws of the front group and the opposite - between the pulling screws of the left front and rear, but and a pair of pushing screws on the left front and a pair of rear, in the flight configuration of the aircraft, allowing to achieve the third or second cruising flight speed with a six- or four-screw propulsion system, respectively Twain with two or three pairs of push screws in the corresponding three-screw modules.

Известен многовинтовой гибридный электроконвертоплан по патенту РФ 2543120, содержащий планер из композитных материалов с трапециевидным крылом, на поворотных консолях которого смонтированы в мотогондолах двигатели с редукторами и винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, синхронизирующую Т-образную в плане систему валов трансмиссии, связывающую между собой два двигателя и их с рулевыми соосными винтами, смонтированными за Т-образным оперением на конце удлиненной балки, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными опорами, убираемыми в носовой и бортовые отсеки, отличающийся тем, что на поворотных частях консолей крыла типа "чайка", имеющих по размаху разновеликие внутренние и внешние секции соответственно с положительным и отрицательным углом их поперечного V и оснащенных на нижней части изломов крыла гибридными мотогондолами трехвинтовых модулей, выполненных с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, имеющих разновеликие тянущие винты, каждый левый и правый больший из которых, установленный в соответствующей гибридной мотогондоле с передним расположением силовой ее установки, вынесен вперед за переднюю кромку крыла и от плоскости вращения двух меньших винтов, размещенных ближе к передней кромке крыла и вокруг большего винта за внешним и внутренним его квадрантами по системе распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с передним расположением электродвигателя, установленных на концах верхних и нижних пилонов, смонтированных соответственно сверху на больших внутренних и снизу на конце меньших внешних секций крыла таким образом, что при синхронном повороте их всех и создании ими вертикальной тяги передние внешние и задние внутренние меньшие винты, имеющие равновеликие расстояния от вертикальных осей их вращения до поперечной плоскости, проходящей через центр масс и вертикальные оси вращения больших винтов, располагающиеся с вертикальными осями меньших винтов в направлении полета в расходящейся V-образной конфигурации в плане относительно крыла, и снабжен возможностью изменения полетной его конфигурации с многовинтового гибридного электровертолета с шестью флюгерно-реверсивными несущими винтами, размещенными в двух поперечных системах РТРВ-(Х1+2), имея при этом ярусное расположение тянущих винтов, обеспечивают вертикальный взлет, посадку и висение при полной компенсации реактивных крутящих моментов от всех несущих винтов, имеющих противоположное направление вращения между левым и правым большими винтами трехвинтовых модулей, а также между меньшими винтами как в каждой левой и правой их паре, так и в каждой передней и задней их паре, но и при одинаковом направлении вращения между несущими винтами в каждой диагональной группе меньших винтов, в полетную конфигурацию электросамолета, позволяющего достичь первой или второй крейсерской скорости полета с двух- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с одной или двумя парами винтов в соответствующих трехвинтовых модулях.A multi-rotor hybrid electro-convertiplane according to RF patent 2543120 is known, containing a glider made of composite materials with a trapezoidal wing, on the rotary consoles of which are mounted engines with gearboxes and screws in the engine nacelles, creating a vertical and horizontal tilt corresponding to their deviation, synchronizing the T-shaped transmission plan shaft system interconnecting two engines and them with coaxial steering screws mounted behind a T-plumage at the end of an elongated beam, I remove the three-post its wheeled chassis, with the nose auxiliary and main supports, retractable in the bow and side compartments, characterized in that on the rotary parts of the wing-type wing consoles, which have different-sized internal and external sections, respectively, with a positive and negative angle of their transverse V and three-screw modules equipped with hybrid engine nacelles on the lower part of the wing fractures, made with the possibility of working at different angles of their deviation in the vertical plane, with different-sized pulling screws, each left the first and rightmost of which, installed in the corresponding hybrid engine nacelle with a front location of its power plant, is moved forward beyond the front edge of the wing and away from the plane of rotation of the two smaller screws located closer to the front edge of the wing and around the larger screw beyond its outer and inner quadrants system of distributed traction of different-sized propellers (RTRV) in corresponding teardrop-shaped nacelles with a front electric motor mounted on the ends of the upper and lower pylons mounted correspondingly from above on the large internal and lower on the end of the smaller external wing sections in such a way that, when they all rotate simultaneously and create vertical traction, the front external and rear internal smaller screws having equal distances from the vertical axes of their rotation to the transverse plane passing through the center masses and vertical axis of rotation of large screws located with the vertical axis of smaller screws in the direction of flight in a diverging V-shaped configuration in plan relative to the wing, and is equipped with the ability to change its flight configuration from a multi-rotor hybrid electric helicopter with six vane-reversing rotors located in two transverse systems RTRV- (X1 + 2), while having a tiered arrangement of pulling screws, provide vertical take-off, landing and hovering with full compensation of reactive torque moments from all the rotors with the opposite direction of rotation between the left and right large screws of the three-screw modules, as well as between the smaller screws in each of their left and right area, and in each of their front and rear pair, but with the same direction of rotation between the rotors in each diagonal group of smaller screws, in the flight configuration of the electric plane, which allows to achieve the first or second cruising speed with a two- or four-screw propulsion system, respectively with one or two pairs of screws in the corresponding three-screw modules.

Известен многоцелевой криогенный конвертоплан по патенту РФ №2394723, выполненный в виде моноплана трехбалочной схемы, содержащий низкорасположенное трапециевидное крыло, разнесенные балки, соединяющие крыло с киль-шайбами, связанные с вертикальным оперением и стабилизатором, силовую установку, включающую двигатели, установленные в передних окончаниях разнесенных балок, трансмиссию с редукторами и соединительными валами, обеспечивающую равномерное распределение их мощности между консольными и межбалочными винтами в поворотных кольцевых каналах, создающими горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное колесное шасси, убирающееся, с передней носовой и главными боковыми опорами, отличающийся тем, что он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета трехбалочной компоновки, выполненной по продольной схеме триплана, с расположенными тандемом на консолях переднего горизонтального оперения и хвостового стабилизатора соответственно двух носовых и двух межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах, преобразующих цельноповоротными соответствующие эти консоли, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно, при этом переднее горизонтальное оперение с винтами в поворотных кольцевых каналах, оснащенных на их выходе серворулями высоты, выполненное в виде управляемого дестабилизатора, установленного в носовом обтекателе фюзеляжа, к нижней части которого под дестабилизатором смонтирован цельноповоротный передний киль непосредственного управления боковой силой, оснащенный соосно вертикальной оси его поворота в носке килевой поверхности амортизационной стойкой с передним колесом шасси, а вертикальное оперение, представляющее собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненного Н-образным, снабженным стабилизатором, смонтированным в хвостовом обтекателе кормового пилона, Н-образная в плане трансмиссия, включающая наряду с Т-образными передним и задним промежуточными редукторами, расположенными соответственно в носовом и хвостовом обтекателях и связанными поперечными валами, проходящими соответственно в плоскостях переднего горизонтального оперения и стабилизатора с редукторами носовых и межкилевых винтов, оснащена Г-образными в продольной плоскости системами валов с угловыми редукторами, обеспечивающими их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне, и продольным валом, связывающими соответственно передний и задний промежуточные редукторы с главным редуктором, приводимым силовой установкой и объединяющим эти системы таким образом, что винты в поворотных кольцевых каналах, расположенные по диагонали, снабжены возможностью одинакового направления их вращения и противоположного - между их диагональными группами, при этом межкилевые винты, размещенные сзади, имеют при висении расположение плоскости вращения их лопастей выше плоскости вращения лопастей носовых винтов, комбинированная силовая установка, имеющая криогенные топливные баки в разнесенных балках, киль-шайбах и в кормовом пилоне, снабжена по бокам последнего двумя подъемно-маршевыми газотурбинными двигателями и двумя подъемно-разгонными турбореактивными двухконтурными двигателями, смонтированными в межкилевых поворотных кольцевых каналах, рассчитанными на работу при различных углах их отклонения, выполненными соответственно с задним и передним выводом вала для отбора взлетной их мощности, при этом половина располагаемой мощности от турбореактивных двухконтурных двигателей передается на вертолетных режимах полета на редукторы межкилевых винтов и тем самым, наряду с реактивной их вертикальной тягой, обеспечивается увеличение вертикальной подъемной тяги этих винтов.Known multi-purpose cryogenic tiltrotor according to the patent of the Russian Federation No. 2394723, made in the form of a monoplane with a three-beam scheme, containing a low-lying trapezoidal wing, spaced beams connecting the wing with keel washers, connected with vertical tail and stabilizer, a power plant including engines installed in front ends beams, transmission with gearboxes and connecting shafts, providing a uniform distribution of their power between the cantilever and girder screws in the rotary rings output channels, creating horizontal thrust and corresponding deviation, vertical or inclined thrust, a three-post wheeled chassis, retractable, with front bow and main side supports, characterized in that it is equipped with the possibility of converting its flight configuration from a three-beam layout aircraft made according to a longitudinal plan of a triplane, with tandem mounted on the front horizontal tail and tail stabilizer consoles, respectively, two bow and two inter-keel screws in the rotary ring channels transforming the corresponding these consoles into full-rotary ones into the flight configuration of a helicopter of a four-screw carrier scheme 2 + 2 and vice versa, while the front horizontal tail with screws in the rotary ring channels equipped with height servos at their output, made in the form of a controlled destabilizer installed in the bow fairing of the fuselage, to the lower part of which under the destabilizer is mounted an all-turning front keel of direct control of lateral force, equipped with a coaxial vertical the axis of its rotation in the toe of the keel surface with an amortization strut with the front wheel of the chassis, and the vertical tail, which is a stern pylon of a two-keel plumage, made H-shaped, equipped with a stabilizer mounted in the tail fairing of the stern pylon, H-shaped transmission in plan, including along with with T-shaped front and rear intermediate gears located respectively in the nose and tail fairings and connected by transverse shafts passing respectively in the planes of the front horizontal tail and stabilizer with nose gear and inter-keel screw gears, it is equipped with shaft-shaped systems of shafts with angular gears in the longitudinal plane that provide their kinks in the nose fairing and aft pylon, and a longitudinal shaft connecting the front and rear intermediate gears with the main gear, respectively driven power plant and combining these systems in such a way that the screws in the rotary annular channels located diagonally are provided with the possibility of the same on the board of their rotation and the opposite - between their diagonal groups, while the inter-keel propellers located at the rear have a hanging plane of rotation of their blades above the plane of rotation of the blades of the nose screws, a combined power plant having cryogenic fuel tanks in spaced beams, keel washers and in the aft pylon, equipped on the sides of the latter with two lift-march gas turbine engines and two lift-and-boost turbojet twin-circuit engines mounted in the inter-wing rotary annular channels, designed to operate at different angles of deviation, made respectively with the rear and front output of the shaft to take off their power, while half of the available power from turbojet dual-circuit engines is transmitted by helicopter flight modes to gearboxes of inter-keel propellers and thereby along with their reactive vertical thrust, an increase in the vertical lifting thrust of these screws is provided.

Данное техническое решение, как наиболее близкое к заявленному по техническому существу и достигаемому результату, принято в качестве его прототипа.This technical solution, as the closest to the declared technical essence and the achieved result, was adopted as its prototype.

В данной конструкции решается задача упрощения конструкции хвостовой балки и вертикального оперения, увеличения весовой отдачи, повышения эксплуатационных характеристик и аэродинамической эффективности, улучшения решения проблемы асимметричности осевой нагрузки и уменьшения рыскания при крейсерском полете, улучшения взлетно-посадочных характеристик и повышения безопасности и управляемости при переходных маневрах.This design solves the problem of simplifying the design of the tail boom and vertical tail, increasing weight return, increasing operational characteristics and aerodynamic efficiency, improving solving the problem of axial load asymmetry and reducing yaw during cruise flight, improving take-off and landing characteristics and improving safety and controllability during transitional maneuvers .

В то же время прототип имеет ряд недостатков, не позволяющих достичь поставленной заявленным изобретением цели.At the same time, the prototype has several disadvantages that do not allow to achieve the goals of the claimed invention.

Недостатками прототипа являются недостаточная устойчивость и управляемость летательного аппарата в различных режимах работы, а также недостаточно высокие массогабаритные и конструкционно-прочностные характеристики летательного аппарата, снижающие его функциональные возможности.The disadvantages of the prototype are the lack of stability and controllability of the aircraft in various modes of operation, as well as insufficiently high weight and size and structural strength characteristics of the aircraft, reducing its functionality.

Задачей заявляемого изобретения является расширение функциональных возможностей летательного аппарата за счет повышения устойчивости и управляемости летательного аппарата в различных режимах работы, а также улучшения его массогабаритных и конструкционно-прочностных характеристик.The task of the invention is to expand the functionality of the aircraft by increasing the stability and controllability of the aircraft in various operating modes, as well as improving its overall dimensions and structural and strength characteristics.

Сущность заявленного технического решения выражается в следующей совокупности существенных признаков, достаточной для достижения указанного выше обеспечиваемого изобретением технического результата.The essence of the claimed technical solution is expressed in the following set of essential features, sufficient to achieve the above technical result provided by the invention.

Согласно изобретению конвертоплан, включающий фюзеляж, планер и винтомоторную группу, характеризуется тем, что планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью, а винтомоторная группа выполнена в виде двух передних тяговых двигателей и одного заднего двигателя, при этом два передних тяговых двигателя размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана и на расстоянии от передней кромки крыла, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения винтов и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана, а задний двигатель размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости.According to the invention, a tiltrotor comprising a fuselage, a glider and a propeller group is characterized in that the glider is made according to the “flying wing” scheme with positive sweep, and the propeller group is made in the form of two front traction engines and one rear engine, while two front traction engines are located at an equal distance from the construction axis of the tiltrotor and at a distance from the leading edge of the wing greater than the radius of their screws, they have the opposite direction of rotation of the screws and are installed with the possibility of the direction of the thrust vector is changed by turning them independently from each other relative to the fuselage parallel to the tilt plane construction axis, and the rear engine is placed on the tilt plane construction axis at a distance from the trailing edge of the wing, greater than the radius of its wing, and set at a given angle to the horizontal plane.

Заявленная совокупность существенных признаков обеспечивает достижение технического результата, который заключается в том, что согласно выбранной схеме планера «летающее крыло» обеспечивается устойчивость и управляемость летательного аппарата в различных режимах работы. Схема «летающее крыло, в совокупности с винтомоторной группой мультироторного типа обеспечивает улучшение массогабаритных и конструкционно-прочностных характеристик летательного аппарата. Заявленная трехдвигательная винтомоторная группа обеспечивает управление по каналам крена и тангажа путем управления разницей частот вращения несущих винтов, а также управление по курсу за счет смены направления вектора тяги путем поворота двигателей. Установка заднего двигателя с заданным углом к горизонтальной плоскости компенсирует собственный момент вращения несущего винта. Заявленная установка двух передних поворотных двигателей обеспечивает минимизацию эффекта затенения потока корпусом самолета.The claimed combination of essential features ensures the achievement of a technical result, which consists in the fact that according to the selected scheme of the flying wing glider, stability and controllability of the aircraft in various operating modes are ensured. The scheme "flying wing, in conjunction with a multi-rotor rotor-motor group, provides an improvement in the overall dimensions and structural and strength characteristics of the aircraft. The claimed three-engine propeller group provides control over the roll and pitch channels by controlling the difference in rotational speeds of the rotors, as well as heading control by changing the direction of the thrust vector by turning the engines. Installing the rear engine with a given angle to the horizontal plane compensates for the own moment of rotation of the rotor. The claimed installation of two front rotary engines minimizes the effect of shadowing the flow of the aircraft body.

Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежами, на которых на фиг. 1 представлен общий вид заявленного конвертоплана и размещение основного его оборудования, на фиг. 2 - схема расположения винтомоторной группы, на фиг. 3 - схема реализации вертикальных режимов полета, на фиг. 4 - схема реализации разгонного режима, на фиг. 5 - схема реализации самолетного режима.The essence of the claimed technical solution is illustrated by drawings, in which in FIG. 1 shows a General view of the claimed tiltrotor and the placement of its main equipment, in FIG. 2 is a schematic diagram of an arrangement of a propeller group; FIG. 3 is a diagram of the implementation of vertical flight modes, FIG. 4 is a diagram of an implementation of an overclocking mode, in FIG. 5 is a diagram of an airplane mode implementation.

Заявленный конвертоплан содержит фюзеляж, планер 1, который выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью крыла, а также винтомоторную группу в виде двух передних тяговых двигателей 2 и 3 и одного заднего двигателя 4. Два передних тяговых двигателя 2 и 3 размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана на расстоянии от передней кромки крыла 1, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения винтов и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана. Задний двигатель 4 размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла 1, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости.The claimed tiltrotor contains a fuselage, a glider 1, which is made according to the "flying wing" with positive sweep of the wing, as well as a propeller group in the form of two front traction engines 2 and 3 and one rear engine 4. Two front traction engines 2 and 3 are placed on an equal away from the construction axis of the tiltrotor at a distance from the leading edge of the wing 1, greater than the radius of their screws, have the opposite direction of rotation of the screws and are installed with the ability to change the direction of the thrust vector by independently go from each other rotation relative to the fuselage parallel to the construction axis of the tiltrotor. The rear engine 4 is placed on the construction axis of the tiltrotor at a distance from the trailing edge of the wing 1, greater than the radius of its propeller, and is installed with a given angle to the horizontal plane.

Заявленный конвертоплан работает следующим образом.The claimed tiltrotor works as follows.

Согласно выбранной схеме планера «летающее крыло» для обеспечения устойчивости и управляемости летательного аппарата в режимах вертикального взлета, зависания и посадки выбрана установка винтомоторной группы мультироторного типа, в связи с ограничением по массогабаритным и конструкционно-прочностным характеристикам.According to the chosen “flying wing” glider scheme, to ensure the stability and controllability of the aircraft in the vertical take-off, hover and landing modes, the installation of a multi-rotor rotor-motor group was selected, due to the limitation in terms of weight and size, structural and strength characteristics.

Планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью крыла. Схема «летающее крыло» обладает наименьшим количеством конструктивных элементов. К преимуществам схемы «летающее крыло» относятся компактные габариты и сравнительно малый вес планера.The glider is designed according to the "flying wing" with a positive sweep of the wing. The “flying wing” scheme has the least number of structural elements. The advantages of the “flying wing” scheme include compact dimensions and relatively low weight of the airframe.

Конвертоплан обеспечивает следующие полетные режимы:The tiltrotor provides the following flight modes:

- взлетный (вертикальный) режим;- takeoff (vertical) mode;

- разгонный режим (до достижения скорости сваливания аппарата);- accelerating mode (until the stall speed is reached);

- самолетный режим (в диапазоне от скорости сваливания до крейсерской скорости);- airplane mode (ranging from stall speed to cruising speed);

- переход в вертикальный режим;- transition to vertical mode;

- режим зависания (удержания точки);- freeze mode (hold point);

- режим посадки (вертикальный).- landing mode (vertical).

Реализация работы всех полетных режимов осуществляется с применением мультироторной схемы винтомоторной группы, преимуществами которой являются простота реализации, исключающая прямую необходимость наличия автомата перекоса несущего винта, и сравнительно небольшие массогабаритные характеристики.Implementation of the work of all flight modes is carried out using a multi-rotor scheme of the propeller group, the advantages of which are ease of implementation, eliminating the direct need for a rotor swash plate, and relatively small overall dimensions.

Трехдвигательная винтомоторная группа обеспечивает управление по каналам крена и тангажа путем управления разницей частот вращения несущих винтов (создания управляющих моментов) при сохранении общей тяги, необходимой для удержания аппарата в воздухе. Управление по курсу осуществляется за счет смены направления вектора тяги путем поворота двигателей (при наличии четного числа двигателей управление по курсу может осуществляться за счет разницы скорости вращения винтов прямого и обратного направления).The three-engine rotor-motor group provides control over the roll and pitch channels by controlling the difference in the rotational speeds of the rotors (creating control moments) while maintaining the total traction necessary to keep the device in the air. Heading control is carried out by changing the direction of the thrust vector by turning the engines (in the presence of an even number of engines, heading control can be carried out due to the difference in the speed of rotation of the screws of the forward and reverse directions).

В предлагаемой схеме расположения винтомоторной группы задний двигатель установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости для компенсации собственного момента вращения несущего винта, а два передних имеют противоположное направление вращения.In the proposed arrangement of the propeller group, the rear engine is installed with a predetermined angle to the horizontal plane to compensate for the own moment of rotation of the rotor, and the two front ones have the opposite direction of rotation.

Для полной компенсации момента по каналу курса возможно управление путем незначительного поворота обоих передних двигателей в противоположном направлении относительно горизонтальной оси, что создает момент, достаточный для создания управляющих моментов.To fully compensate for the moment along the channel, control is possible by slightly turning both front engines in the opposite direction relative to the horizontal axis, which creates a moment sufficient to create control moments.

Применение одного тягового винта для осуществления горизонтального полета является наиболее эффективным, поскольку каждый дополнительный двигатель снижает общий КПД. Достижение требуемой скорости на заданных оборотах осуществляется главным образом за счет диаметра и шага винта, обеспечивающими необходимую тягу при данной скорости вращения, для преодоления лобового сопротивления аппарата для данной скорости полета. Размещение двух тяговых двигателей с воздушными винтами прямого и обратного вращения, закрепленными на противоположных консолях на равном удалении от строительной оси самолета, позволяет скомпенсировать вращающий момент от винта, что позволяет снизить энергетические потери при использовании двух моторов. Добавление в систему большего количества двигателей приводит к избыточности и не дает дополнительных преимуществ, кроме резервирования силовой установки.The use of one traction screw for horizontal flight is the most effective, since each additional engine reduces overall efficiency. Achieving the required speed at a given speed is mainly due to the diameter and pitch of the screw, providing the necessary traction at a given speed of rotation, to overcome the drag of the device for a given flight speed. The placement of two traction engines with forward and reverse rotation propellers mounted on opposite consoles at an equal distance from the aircraft’s construction axis can compensate for the torque from the propeller, which reduces energy losses when using two motors. The addition of a larger number of engines to the system leads to redundancy and does not provide additional benefits, except for redundancy of the power plant.

Для реализации вертикальных режимов полета два передних поворотных двигателя устанавливаются на расстоянии, большем, чем радиус винта, от передней кромки крыла (для минимизации эффекта затенения потока корпусом самолета), а третий двигатель располагается вдоль строительной оси самолета на том же расстоянии от задней кромки крыла. Задний двигатель располагается с некоторым углом относительно поперечной оси самолета для компенсации собственного момента. Два передних двигателя имеют возможность независимого друг от друга поворота параллельно центральной строительной оси аппарата. Путем независимого поворота передних двигателей осуществляется управление по каналу курса.To implement vertical flight regimes, two front rotary engines are installed at a distance greater than the radius of the propeller from the leading edge of the wing (to minimize the effect of shadowing the flow by the aircraft body), and the third engine is located along the aircraft’s construction axis at the same distance from the trailing edge of the wing. The rear engine is located at a certain angle relative to the transverse axis of the aircraft to compensate for its own moment. Two front engines have the ability to independently rotate parallel to the central construction axis of the apparatus. Independent rotation of the front engines provides control over the heading channel.

Разгонный режим реализуется путем совместного поворота передних двигателей на заданный угол (до 30 град) для создании тяги в горизонтальной плоскости до достижения аппаратом воздушной скорости выше скорости сваливания.Acceleration mode is implemented by joint rotation of the front engines to a predetermined angle (up to 30 degrees) to create traction in the horizontal plane until the apparatus reaches airspeed above the stall speed.

Самолетный режим характеризуется полным поворотом осей вращения двух передних двигателей параллельно строительной оси аппарата.Airplane mode is characterized by a complete rotation of the axis of rotation of the two front engines parallel to the construction axis of the device.

Два тянущих винта с противоположным направлением вращения создают обратный момент относительно друг друга, чем компенсируют его. Управление по каналу скорости полета аппарата происходит посредством управления частотой вращения тянущих винтов передних двигателей, что позволяет устанавливать требуемый скоростной режим.Two pulling screws with the opposite direction of rotation create a reverse moment relative to each other, thereby compensating for it. The control over the channel of the flight speed of the apparatus occurs by controlling the speed of the pulling screws of the front engines, which allows you to set the desired speed mode.

Заявленное устройство может быть реализовано с использованием известного оборудования, технических и технологических средств.The claimed device can be implemented using well-known equipment, technical and technological means.

Claims

A tiltrotor comprising a fuselage, a glider and a propeller group, characterized in that the glider is made according to the “flying wing” scheme with positive sweep, and the propeller group is made in the form of two front traction engines and one rear engine, while two front traction engines are placed on an equal away from the construction axis of the tiltrotor and at a distance from the leading edge of the wing, greater than the radius of their screws, have the opposite direction of rotation of the screws and are installed with the ability to change direction thrust vector by turning them independently of each other relative to the fuselage parallel to the tilt plane construction axis, and the rear engine is placed on the tilt plane construction axis at a distance from the trailing edge of the wing, greater than the radius of its propeller, and installed with a given angle to the horizontal plane.