RU2658736C1

RU2658736C1 - Multirotor high-speed helicopter-aircraft

Info

Publication number: RU2658736C1
Application number: RU2017120668A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2017-06-13
Filing date: 2017-06-13
Publication date: 2018-06-22

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly to rotorcraft. Multirotor high-speed helicopter-aircraft is made on a two-rotor longitudinal scheme, it contains a power unit in the stern fuselage including engines that transmit torque through the main reducer and the system of transmission shafts to the bearing front and rear rotors and pushing rotors. Co-axial load-bearing systems include single-lobe bearing rotors (BR) with sculpted counterweights and the opposite free rotation of them. Two-rotor propulsion system has two gondolas with reducers of tractor rotors to create a thrust for high-speed horizontal flight with fixed wing blades of BR. BRs are located above the center and rear high wing sweeps of the reverse sweep, equipped with the possibility of synchronous rotation of their consoles, respectively, forward and backward in flight while parking on the ground.

EFFECT: provides a reduction in vibration and the elimination of the emergence of resonance with the use of stopped and not cleaned in flight wing rotors, simplification of longitudinal-lateral controllability.

3 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многовинтовых скоростных вертолетов-самолетов с продольно-соосной несущей и движительной системами, имеющими переднюю и заднюю пары с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и два винта на концах заднего крыла для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях передних и задних однолопастных винтов, размещенных на пилонах соответствующих частей фюзеляжа и вращающихся над фюзеляжем и высокорасположенными крыльями схемы тандем.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of multi-rotor high-speed helicopters-aircraft with longitudinally coaxial bearing and propulsion systems having front and rear pairs with opposite rotation of the rotors, providing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and two screws at the ends of the rear wing for high-speed flight with the fixed wing blades of the front and rear single-blade screws placed on the pylons of the corresponding parts of the fuselage and rotating above the fuselage and the high wings of the tandem scheme.

Известен скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR/FVL компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы тандем с крыльями равновеликого размаха.Known high-speed helicopter model "AVX" according to the JMR / FVL program of the company "AVX Aircraft Company" (USA), having a twin-screw coaxial circuit with main rotors and a power unit (SU) with engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts to the main rotors and propulsive screws in annular channels mounted on the second wing of a highly arranged tandem circuit with wings of equal proportions.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы тандем, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ соосным несущим винтам и тяговым винтам в кольцевых каналах, смонтированных на консолях второго крыла, обеспечивающим выполнение ВВП или зависания и его горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12 тонн. Скоростной вертолет AVX, имея скорость до 450 км/ч и дальность полета до 1400 км, обеспечивает динамический потолок 5176 м.Signs that coincide are the presence of a high-lying tandem circuit, two SU turboshaft engines, a main gearbox and transmission shafts that transmit the power of the SU with coaxial rotors and traction screws in the annular channels mounted on the consoles of the second wing, ensuring GDP or freezing and its horizontal high-speed flight. Rotation of the rotors - synchronizing and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 5900 kg with a take-off weight of 12 tons. The AVX high-speed helicopter, with a speed of up to 450 km / h and a flight range of up to 1400 km, provides a dynamic ceiling of 5176 m.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и тяговыми винтами в задних кольцевых каналах, используемыми только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 9,7% от их диаметра). Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета и улучшения показателей топливной эффективности менее чем 87,55 г/(пасс.⋅км).Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and traction screws in the rear annular channels that are used only on cruising flight modes, which increases the parasitic mass during GDP and reduces the weight return and range. The second is that the lack of vertical tail creates an insufficient reserve of track stability, especially at horizontal flight speeds of more than 180 km / h, which leads to an increase in yaw, known as the “Dutch step”, which tends to increase with an increase in take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of each of them greatly complicates their design, and the constant vibrations that occur during the operation of their swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of two screws with automatic swash plates of their blades significantly increases the mass of control units, the main gearbox and its height (providing a separation between the blades of the lower and upper screws of 9.7% of their diameter). The fifth one is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting, there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors with swash plates, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the flight range and improving fuel efficiency by less than 87.55 g / (pass.km).

Известен винтокрыл модели Tilt Duct СН-47 компаний "Boeing/Piasecki" (США), выполненный по двухвинтовой продольной схеме, оснащен газотурбинными двигателями, установленными с каждой стороны пилона заднего несущего винта и передающими мощность через трансмиссию валов на передний, задний несущие винты и на тянущие винты, смонтированные в задних кольцевых каналах по бокам фюзеляжа.Known rotorcraft model Tilt Duct SN-47 companies "Boeing / Piasecki" (USA), made according to the twin-screw longitudinal scheme, is equipped with gas turbine engines mounted on each side of the pylon of the rear rotor and transmitting power through the shaft transmission to the front, rear rotors and to pulling screws mounted in the rear annular channels on the sides of the fuselage.

Признаки, совпадающие - наличие на пилонах над фюзеляжем несущих трехлопастных винтов диаметром 18,29 м, имеющих вращение в противоположных направлениях, а два турбовальных двигателя Т55-714А мощностью по 5000 л.с., используемых их всю мощность при вертикальном взлете и ее часть при горизонтальном полете соответственно на привод как несущих винтов при создании ими подъемной силы и пропульсивной тяги, так и тянущих винтов, расположенных в кольцевых каналах, обеспечивающих горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущие винты станут вращаться на режиме близко к самовращению, как у автожира, а потребную при этом горизонтальную тягу для крейсерского полета будут создавать винты в кольцевых каналах, что обеспечит винтокрылу более высокую экономичность, а избыточная тяговооруженность его СУ может при взлетном весе винтокрыла 24494 кг и с полезной нагрузкой 6,0 тонн создавать диапазон скоростей полета 350…400 км/час при дальности его действия до 935 км.Signs that coincide are the presence on the pylons above the fuselage of main rotor blades with a diameter of 18.29 m, which rotate in opposite directions, and two T55-714A turboshaft engines with a capacity of 5000 hp, using all their power during vertical take-off and part of it horizontal flight, respectively, to the drive of both the main rotors when they create lifting force and propulsive traction, and the main rotors located in the annular channels, providing horizontal traction only during cruise flight, especially when the main the propellers will rotate in a mode close to self-rotation, as in a gyroplane, and the horizontal thrust required for cruising will be created by the propellers in the annular channels, which will provide the rotorcraft higher profitability, and the excess thrust-weight ratio of its control system can be 24494 kg with payload of 6.0 tons to create a range of flight speeds of 350 ... 400 km / h with a range of up to 935 km.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания и подъемной силы, и горизонтальной тяги (несущие винты и тянущие винты в кольцевых каналах), что неизбежно ведет к его утяжелению, особенно, с тянущими винтами в кольцевых каналах, используемыми лишь в горизонтальном полете, а также увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, снижению весовой отдачи и дальности действия. Вторая - это то, что на режиме висения поток от несущего заднего винта, обдувая кольцевые каналы задних тянущих винтов и создавая значительную общую потерю в его вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от кольцевых каналов, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения. Третья - в винтокрыле двухвинтовой продольной схемы с целью уменьшения длины фюзеляжа несущие передний и задний винты имеют перекрытие до 20-22% от ометаемой площади. Поэтому с целью уменьшения интерференции и вредного влияния переднего несущего винта на задний, последний размещен на пилоне выше переднего, что приводит к ухудшению весовой отдачи, а из-за интерференции ресурс заднего несущего винта и его редуктора гораздо меньше передних. Все это, в конечном итоге, обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the rotorcraft has a dual separate system for creating both lift and horizontal thrust (rotors and pulling screws in the annular channels), which inevitably leads to its weight, especially with pulling screws in the annular channels used only in horizontal flight, as well as an increase in the volume of routine maintenance and a higher cost of operation, a decrease in weight return and range. The second one is that in the hovering mode, the flow from the main rear screw, blowing around the annular channels of the rear pulling screws and creating a significant total loss in its vertical thrust, is inhibited. In this case, the high-speed air flow discarded from the annular channels predetermines the formation of vortex rings, which can sharply reduce the thrust of the rotor at low lowering speeds and create an uncontrolled fall situation. The third - in the rotorcraft of a twin-screw longitudinal scheme, in order to reduce the fuselage length, the bearing front and rear screws have an overlap of 20-22% of the swept area. Therefore, in order to reduce interference and the harmful effect of the front rotor on the rear, the latter is placed on the pylon above the front, which leads to a deterioration in the weight return, and due to interference, the resource of the rear rotor and its gearbox is much smaller than the front ones. All this, ultimately, provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the speed and range, as well as indicators of transport and fuel efficiency.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является вертолет проекта RUMAS-50 российско-чешской компании «RUMAS group», выполненный по двухвинтовой продольной схеме, содержит в кормовой части фюзеляжа силовую установку (СУ), включающую двигатели, передающие крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие передний и задний винты и толкающий винт, смонтированные на соответствующих пилонах и на конце фюзеляжа.Closest to the proposed invention is a helicopter of the RUMAS-50 project of the Russian-Czech company "RUMAS group", made according to a twin-screw longitudinal scheme, contains in the aft part of the fuselage a power unit (SU), including engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shaft system on the front and rear rotors and the thrust screw mounted on the respective pylons and on the end of the fuselage.

Признаки, совпадающие - наличие крыла, хвостового оперения и двух турбовальных двигателей модели АИ-450 мощностью по 465 л.с. каждый, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность двум четырехлопастным несущим винтам, но и заднему толкающему винту, обеспечивающими соответственно перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, но и его поступательный горизонтальный полет соответственно. Вращение двух несущих и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, иметь целевую нагрузку 750 кг при взлетной его массе 2500 кг. Вертолет мод. RUMAS-50, имея диапазон скоростей полета 320-360 км/ч и практический потолок до 3000 м, обеспечивает дальность его полета до 750 км.Signs that coincide - the presence of a wing, tail unit and two turboshaft engines of the AI-450 model with a capacity of 465 hp. each of the main gearbox and transmission shafts, transmitting power to two four-blade main rotors, but also to the rear pushing screw, providing respectively up-down, forward-backward, left-right movement, but also its translational horizontal flight, respectively. The rotation of the two main and pushing screws is synchronizing. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to have a target load of 750 kg with a take-off weight of 2500 kg. Helicopter mod. RUMAS-50, having a range of flight speeds of 320-360 km / h and a practical ceiling of up to 3000 m, provides a range of up to 750 km.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой продольной схемы с толкающим винтом на конце хвостовой балки, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет, увеличивая паразитную массу, повышенное аэродинамическое сопротивление, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете с двумя разновеликими несущими винтами продольной схемы имеет место сложная схема редуцирования при передаче разновеликой мощности СУ на них и необходимость длинных валов и агрегатов трансмиссии, но и опасность, создаваемая задним толкающим винтом для наземного персонала. Третья - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов и при авторотации последних осложняет их использование для продольно-поперечного управления. Четвертая - это то, что вес заднего винта вместе с вертикальным пилоном и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой продольной схемы с целью уменьшения длины фюзеляжа несущие передний и задний винты имеют перекрытие до 20-22% от ометаемой площади. Поэтому с целью уменьшения интерференции и вредного влияния переднего несущего винта на задний, последний размещен на пилоне выше переднего, что приводит к усложнении системы трансмиссии, а из-за интерференции ресурс заднего несущего винта и его редуктора гораздо меньше переднего. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, но и показателей топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter of a twin-screw longitudinal scheme with a thrust propeller at the end of the tail boom, used only in cruising flight modes, has, increasing parasitic mass, increased aerodynamic drag, large mass of the tail boom and transmission shafts, small weight return and range. The second one is that in a helicopter with two equally large main rotor rotors, there is a complicated reduction scheme when transmitting different SU power to them and the need for long shafts and transmission units, but also the danger created by the rear thrust rotor for ground personnel. The third is that the wing and tail unit do not have mechanization and control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the rotors with automatic machines of their distortions for roll and pitch control and, when autorotating the latter, complicates their use for longitudinal-transverse control. The fourth is that the weight of the rear rotor, together with the vertical pylon and the rear rotor transmission units, is up to 12-15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The fifth one is that in a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme, in order to reduce the length of the fuselage, the bearing front and rear screws have an overlap of 20-22% of the swept area. Therefore, in order to reduce interference and the harmful effect of the front rotor on the rear, the latter is placed on the pylon above the front, which complicates the transmission system, and due to interference, the resource of the rear rotor and its gearbox is much smaller than the front. All this limits the possibility of a further increase in speed and range, but also fuel efficiency indicators.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном легком вертолете проекта RUMAS-50 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 proposed invention solves the problem in the aforementioned well-known light helicopter of the RUMAS-50 project of increasing payload and weight gain, increasing flight speed and range, reducing vibrations and eliminating the occurrence of resonance when using wing-rotated and non-retractable wing-propellers, simplifying longitudinal-lateral controllability both during hovering and high-speed horizontal flight, but also during transitional maneuvers, as well as improving fuel efficiency and flight safety.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что упомянутые передний и задний пилоны фюзеляжа снабжены двухвинтовыми соосными несущими системами (ДСНС) в продольно-соосной концепции, включающей над соответствующими частями фюзеляжа однолопастные несущие винты (НВ) с профилированными противовесами и противоположным свободным их вращением как без взаимного влияния, так и без размещения лопастей задних НВ над лопастями и противовесами передних НВ, имеющих при межосевом расстоянии (А_мор) коэффициент перекрытия (a=A_мор/R_нв=1,36) и обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и он выполнен как с двухвинтовой пропульсивной системой (ДПС), имеющей на законцовках заднего крыла схемы тандем две гондолы с редукторами тянущих винтов для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных лопастях-крыльях НВ, размещенных над центропланом переднего и заднего высокорасположенных крыльев обратной стреловидности (ВКОС) большого удлинения, снабженных соответственно как закрылками и закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды переднего и заднего ВКОС соответственно вперед и назад по полету во время стоянки на земле для уменьшения стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных вперед по полету соответственно над носовой и центральной частью фюзеляжа, но и смонтированных с отрицательным углом поперечного V, имеют консоли ВКОС с обратным сужением и образуют при их отрицательном угле χ=-13° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху две Х-образные стреловидности, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с парой ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДПС-Х2 соответственно с расположенными тандемом соосными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены с положительным углом χ=+13° стреловидности и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы тандемных крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с консолями ВКОС схему свободно несущего биплана-тандема с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ, размещенными позади каждого ВКОС, но и обратно, при этом соосные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум, вибрации и уменьшая аэродинамическую интерференцию, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью создания от соосных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой паре соосных НВ, например, при виде сверху верхние левые и нижние правые лопасти НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают создание более плавного обтекания воздушным потоком кормовой части фюзеляжа, что исключает резонансные ее колебания совместно с задним пилоном, выполненным в виде вертикального трапециевидного киля с рулем направления, причем 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 по обе стороны от заднего пилона в передней части соответствующей гондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на объединительный редуктор, имеющий несущие и маршевые выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с продольными валами для соосных редукторов соответствующих НВ и поперечными выходными валами для левого и правого редукторов тянущих винтов соответственно, при этом флюгерно-реверсивные тянущие винты в ДПС-Х2 выполнены с возможностью их привода и от вспомогательной СУ на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные их тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается объединительным редуктором только на однолопастные НВ в паре ДСНС-Х2 и объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,33 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 75% от взлетной мощности СУ только на тянущие винты ДПС-Х2, но и обратно.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known high-speed helicopter "Raider S-97" closest to it are the fact that the said front and rear pylons of the fuselage are equipped with twin-screw coaxial load-bearing systems (DSNS) in longitudinally-coaxial concept, including above the corresponding the parts of the fuselage are single-blade rotors (HB) with profiled counterweights and their opposite free rotation, both without mutual influence and without placing the rear HB blades above the blades HB front counterweights having at center distance (A _mor) overlap coefficient (a = A _sea / R = 1.36 _HB) and ensuring the creation of a vertical thrust only in vertical and short takeoff / landing (GDP and DPC) and it is designed as a twin-screw propulsion system (DPS), which has two tandems on the tips of the rear wing of the tandem circuit with pulling gear reducers to create marching thrust during high-speed horizontal flight with fixed HB wing blades placed above the center wing of the front and rear x wings of reverse sweep (EKOS) of large elongation, equipped respectively with flaps and flaps with external flappers, and the ability to synchronously rotate their consoles in the plane of the chords of the front and rear VKOS, respectively, forward and backward in flight while standing on the ground to reduce the parking area at fixed wing blades along the axis of symmetry and mounted forward in flight, respectively, above the bow and central part of the fuselage, but also mounted with a negative transverse angle V, they have VKOS consoles with reverse constriction and form a sweep with their negative angle χ = -13 ° together with fixed HB wings-blades when viewed from above, two X-shaped sweeps, and with the possibility of converting its flight configuration after performing KVP or GDP from a rotorcraft or a helicopter with a pair of DSNS-X2 and DPS-X2 into the corresponding high-speed rotorcraft or an aircraft with a marching DPS-X2, respectively, with coaxial HB located in tandem, operating in modes close to their autorotation or when fixed on the NV wing wings with their telescopic counterweights synchronously pulled into the fairings of the single-bladed NV hubs, the blades of which are mounted with a positive sweep angle χ = + 13 ° and are carried out from the symmetry plane in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the tandem wing system with X -shaped sweep (CWS), and forming with the EKOS consoles a diagram of a freely carrying tandem biplane with multi-level upper HB wing blades located behind each EKOS, but also vice versa, while axial HB creating air flows, which, reducing noise, vibrations and reducing aerodynamic interference, are made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also with the possibility of creating full compensation of reactive torques from coaxial HBs at the opposite the direction of rotation between the HB in each pair of coaxial HB, for example, when viewed from above, the upper left and lower right blades of the HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that ensure a smoother airflow around the aft part of the fuselage, which eliminates its resonant vibrations in conjunction with the rear pylon, made in the form of a vertical trapezoid keel with rudder, and the transmission system provides power transmission from two, for example, turboshaft engines (TVAD), left and the right of which has a rear shaft output for take-off power and is mounted on both sides of the rear pylon in front of the corresponding nacelle and connected via a clutch with a corresponding input shaft that transmits the torque from each TWP to the unification gearbox, which has bearing and marching output streams connected through clutches, respectively, with longitudinal shafts for the coaxial gearboxes of the corresponding HB and transverse output shafts for the left and right gearboxes of the pulling screws, respectively, at In this, the vane-reversing pulling screws in DPS-X2 are made with the possibility of their drive from the auxiliary control system in the regimes of GDP execution and freezing and, as a result, this will allow, with Creating direct and reverse horizontal thrusts, perform appropriate movements in translational flight along its longitudinal axis; moreover, when GDP is fulfilled and freezing is performed, the smooth power distribution of the SU from two TVAD is ensured by the unification gearbox only to single-bladed HBs in the pair ДСНС-Х2 and the volume is 100% of the available their take-off power used in helicopter flight modes with a specific load on the SU power equal to ρ _N = 3.33 kg / h.p., and in aircraft flight modes with l fixed accordingly on the wings-wings, the NV transmission system redistributes 75% of the take-off power of the SU only to the DPS-X2 pulling screws, but also vice versa.

Кроме того, консоли высокорасположенных стреловидных крыльев (ВСК), имеющие при положительном угле χ=+13° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ, установленными с отрицательным углом χ=-13° стреловидности, образуют упомянутые Х-образные в плане стреловидности, представляющие собой свободно несущий биплан-тандем с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ, размещенными спереди ВСК, снабжены во время стоянки на земле синхронным вперед по полету поворотом их консолей в плоскости хорды переднего и заднего ВСК, при этом однолопастные НВ со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые вовнутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (b_maxНВ), 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 b_mахНВ и 2/3 от толщины с_maxНВ, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (r_тп) 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 ВСК, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в

больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли ВСК в консоли с обратным сужением, создающим повышение несущей их способности на винтокрылых режимах полета при обдуве их консолей в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от однолопастных НВ, размещенных в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной в каждой ДСНС-Х2 и работающих совместно с маршевой тягой ДПС-Х2, продольная ось толкающих винтов которых размещена по продольной линии, проходящей при виде сбоку по его центру масс и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом НВ снабжены системой обтекателей, имеющей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос между лопастью нижнего и верхнего НВ не менее 13% от их радиуса, причем обтекатель, колонки валов имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок НВ, при этом обтекатель колонки валов, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем в системе крыльев ХОС тандемные ВСК имеют 50% от общей площади системы крыльев ХОС совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации, при этом передние и задние однолопастные НВ, закрепленные на выходных валах соответствующих соосных редукторов, снабжены на самолетных режимах полета возможностью фиксированной установки их лопастей-крыльев таким образом, что разнесенные по вертикали над соответствующими пилонами левая самая верхняя лопасть заднего соосного НВ при виде спереди размещена выше соответствующей левой лопасти переднего соосного НВ, а правая нижняя лопасть заднего соосного НВ при расположении ее на одном уровне с верхней лопастью переднего соосного НВ размещена выше правой самой нижней лопасти переднего соосного НВ.In addition, the consoles of highly located swept wings (VSK), having a sweep at a positive angle χ = + 13 ° together with fixed HB wings-blades installed with a negative sweep angle χ = -13 °, form the mentioned X-shaped sweeps, representing a self-supporting tandem biplane with multi-level upper wings-wings of the HB, located in front of the VSK, are equipped with a simultaneous forward flight rotation of their consoles in the plane of the front and rear aircraft chords while standing on the ground in this case, single-bladed HB with a stepped profile of the end part on one third radius of each with a reverse narrowing of the blade, having an end chord of the blade 2.0 times larger than its root chord and a wedge-shaped profile with an angle α = 10 ° and a continuous lower surface, is made with the upper ledge-cut diamond shape in plan, external protruding side of which having a concave inward rear edge of the blade, create in its point of maximum chord (b _maxNV) combined in a ledge-recess with a smaller diagonal of the rhomboid shape in plan, to the generator to the width and depth profile configuration steps - is correspondingly 1/2 of the chord b _mahNV and 2/3 of the thickness _maxNV and ending sharpened blade having a parabolic leading edge and a forward swept trailing edge, said telescopic counterweights have a radius HB (r _mn) in the retracted and extended position isometric radius radome HB bushing having a diametrically located sections in the form of circular segments are of equal area chord root chords HB and counterweight, and 30% of the radius HB, respectively, At the same time, each counterweight having the root and end chords, respectively, equal and 1.2 times smaller than the root chord of the HB, is made with the end part in the form of a mating segment of a circle with a diameter equal to the fairing of the sleeve of the HB, mating when it is retracted with a slice of the circular segment of the sleeve, forming its streamlined round shape in plan, moreover, when performing HFR and rotorcraft horizontal flight, VSK consoles having gross flaps with root chords in

there are more end chords, which, with their corresponding deviation, transform the VSC straight consoles into consoles with reverse constriction, creating an increase in their bearing capacity on rotorcraft when blowing their consoles in the zone of maximum inductive airflow velocities from single-blade HBs located in completely symmetrical and synchronously balanced in each DSNS-X2 and working in conjunction with the DPS-X2 marching thrust, the longitudinal axis of the pushing screws of which is placed along the longitudinal line, passing when viewed from the side along its center the mass of the masses and, therefore, reduces the possibility of a momentum occurring, while the HBs are equipped with a fairing system having both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and a fairing of the column of coaxial shafts located between the corresponding fairings of the bushings and reducing the total resistance and spacing between the blade of the lower and upper HB not less than 13% of their radius, and the fairing, the column of shafts having a teardrop shape and system when viewed from above to prevent uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation, it is mounted so that it has upper and lower slotted gaps made mirror-like to the elliptical surfaces of the respective fairings of the HB bushings, while the fairing of the shaft column, which facilitates the flow around, reduces the separation of flow and drag, is provided with horizontal aerodynamic when viewed from the side equal ridges parallel to each other mounted three on each of its posterior lateral vertical surfaces so that each central located along its middle and closer to its trailing edge, which has the opposite sweep, and the upper and lower aerodynamic ridges, in turn, are installed further from it and are equally equidistant from the central one, and in the CWS wing system, tandem VSKs have 50% of the total area of the wing system HOS together with the wings-blades of the HB in an airplane flight configuration, while the front and rear single-blade NV mounted on the output shafts of the corresponding coaxial gears are equipped with the possibility of a fixed flight mode th installation of their wing-blades in such a way that the left most upper lobe of the rear coaxial HB, spaced vertically above the corresponding pylons, is placed above the corresponding left blade of the front coaxial HB, while the right lower blade of the rear coaxial HB is located at the same level with the upper the blade of the front coaxial HB is located above the right lowermost blade of the front coaxial HB.

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 соосных переднем и заднем НВ роль элеронов, снабженных сервоприводом и возможностью их синхронного отклонения в вертикальной плоскости таким образом, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ с противоположных правой/левой боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо при выполнении ВВП и зависания на вертолетных режимах полета.In addition, the aforementioned wedge-shaped profiles of the NV blades and their continuous upper surface are made with a lower ledge-cut in a rhomboid shape plan, the outer protruding sides of which form the aforementioned isosceles triangle in plan, which plays the role of ailerons equipped with a servo drive on their coaxial front and rear HBs and their possibility synchronous deviations in the vertical plane so that with their differential deviation down / up and up / down when passing HB blades from opposite right / left side O sides of the fuselage, the roll change balancing the left and right respectively when the GDP and hovering helicopter in flight regimes.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить многовинтовой скоростной вертолет-самолет (МСВС), имеющий упомянутые передний и задний пилоны фюзеляжа, снабженные двухвинтовыми соосными несущими системами (ДСНС) в продольно-соосной концепции, включающей над соответствующими частями фюзеляжа однолопастные несущие винты (НВ) с профилированными противовесами и противоположным свободным их вращением как без взаимного влияния, так и без размещения лопастей задних НВ над лопастями и противовесами передних НВ, имеющих при межосевом расстоянии (А_мор) коэффициент перекрытия (a=A_мop/R_нв=1,36) и обеспечивающих создание вертикальной тяги только при ВВП и КВП и он выполнен как с двухвинтовой пропульсивной системой (ДПС), имеющей на законцовках заднего крыла схемы тандем две гондолы с редукторами тянущих винтов для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных лопастях-крыльях НВ, размещенных над центропланом переднего и заднего высокорасположенных крыльев обратной стреловидности (ВКОС) большого удлинения, снабженных соответственно как закрылками и закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды переднего и заднего ВКОС соответственно вперед и назад по полету во время стоянки на земле для уменьшения стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных вперед по полету соответственно над носовой и центральной частью фюзеляжа, но и смонтированных с отрицательным углом поперечного V, имеют консоли ВКОС с обратным сужением и образуют при их отрицательном угле χ=-13° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху две X-образные стреловидности, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с парой ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДПС-Х2 соответственно с расположенными тандемом соосными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены с положительным углом χ=+13° стреловидности и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы тандемных крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с консолями ВКОС схему свободно несущего биплана-тандема с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ, размещенными позади каждого ВКОС, но и обратно, при этом соосные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум, вибрации и уменьшая аэродинамическую интерференцию, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью создания от соосных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой паре соосных НВ, например, при виде сверху верхние левые и нижние правые лопасти НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают создание более плавного обтекания воздушным потоком кормовой части фюзеляжа, что исключает резонансные ее колебания совместно с задним пилоном, выполненным в виде вертикального трапециевидного киля с рулем направления, причем 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 по обе стороны от заднего пилона в передней части соответствующей гондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на объединительный редуктор, имеющий несущие и маршевые выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с продольными валами для соосных редукторов соответствующих НВ и поперечными выходными валами для левого и правого редукторов тянущих винтов соответственно, при этом флюгерно-реверсивные тянущие винты в ДПС-Х2 выполнены с возможностью их привода и от вспомогательной СУ на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные их тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается объединительным редуктором только на однолопастные НВ в паре ДСНС-Х2 и объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,33 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 75% от взлетной мощности СУ только на тянущие винты ДПС-Х2, но и обратно. Все это позволит в МСВС при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение СУ с двумя ТВаД по обе стороны киля обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВаД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель гондол, но и их аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление каждого профилированного балансировочного противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это вертикальные перемещения МСВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированных однолопастных соосных НВ моменты М_крен и М_прод от верхнего и нижнего НВ при передаче на фюзеляж через соосные редукторы взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в паре ДСНС-Х2 будет в 1,26-1,28 выше, чем у двух- или трехлопастных двухвертолетных НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 50% топливную эффективность в сравнении со скоростными вертолетами "Raider S-97" и "AVX". Более того, это позволит также в сравнении с традиционными крыльями турбовинтового самолета повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,2 раза коэффициент поднятия тандемной системы крыльев ХОС с лопастями-крыльями НВ, что создает преимущество в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета, особенно, коммерческих МСВС для местных воздушных линий (МВЛ).Due to the presence of these features, it is possible to master a multi-rotor high-speed helicopter aircraft (MSVS), having the aforementioned front and rear fuselage pylons, equipped with twin-screw coaxial bearing systems (DSNS) in a longitudinally coaxial concept, including single-blade main rotors (HB) above the corresponding parts of the fuselage profiled counterweights and their opposite free rotation both without mutual influence, and without placing the blades of the rear HB over the blades and counterweights of the front HB, with Normal distance (A _mor) overlap coefficient (a = A _mop / R = 1.36 _HB) and ensuring the creation of a vertical thrust only when GDP and KVP and it is designed as a twin screw propulsion system (DPS) having an adjustable on the wingtips two tandem nacelles with pulling screw reducers to create marching thrust during high-speed horizontal flight with fixed HB wings-blades placed above the center section of the front and rear high-backward sweep wings (EQF) of large elongation, respectively equipped for wings and flaps with external flappers, and the possibility of simultaneous rotation of their consoles in the plane of the front and rear ECOS chords respectively forward and backward in flight while standing on the ground to reduce the parking area with fixed wing blades along the axis of symmetry and installed forward along the flight, respectively above the nose and central part of the fuselage, but also mounted with a negative transverse V angle, they have ECOS consoles with reverse narrowing and form a swept shape at their negative angle χ = -13 ° when combined with fixed HB wing blades when viewed from above, two X-shaped sweeps, and with the possibility of converting its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with a pair of DSNS-X2 and DPS-X2 into the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching DPS-X2, respectively, with coaxial HB located in tandem, operating in modes close to their autorotation or with fixed HB wing blades with their telescopic counterweights synchronously pulled into the cowls in one-bladed HB lobe, the blades of which are mounted with a positive sweep angle χ = + 13 ° and are carried outward from the plane of symmetry in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the tandem wing system with X-shaped sweep (CWS), and forming with ECOS consoles a diagram of a free-standing tandem biplane with multilevel upper wings-blades of HBs located behind each EQAS, but also vice versa, while coaxial HBs create air currents that, reducing noise, vibration and aerodynamic reduction interference, performed without controlling the cyclic change in their pitch and with rigid mounting of their blades and profiled counterweights, but also with the possibility of creating full compensation of reactive torques from coaxial HBs in the opposite direction of rotation between the HBs in each pair of coaxial HBs, for example, when viewed from above the upper left and lower right blades of the HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so as to ensure a smoother air flow around the aft fuselage, which excludes its resonant vibrations together with the rear pylon made in the form of a vertical trapezoid keel with a rudder, and the transmission system provides power transmission from two, for example, turboshaft engines (TVAD), the left and right of which has a rear shaft output for taking off power and mounted on both sides of the rear pylon in front of the corresponding nacelle and connected via a clutch to the corresponding input shaft transmitting torque from each fuel assembly to combine gearbox having bearing and marching output flows connected through clutches, respectively, with longitudinal shafts for coaxial gears of the corresponding HB and transverse output shafts for the left and right gears of the pulling screws, respectively, while the vane-reversing pulling screws in DPS-X2 are made with the possibility their drive to and from auxiliary control system in the regimes of GDP fulfillment and freezing and, as a result, this will allow, by creating direct and reverse horizontal thrusts, to perform the corresponding movements in stupid flight along its longitudinal axis, and, when GDP is fulfilled and freezing occurs, the smooth redistribution of the SU power from two fuel assemblies is provided by the unification gear only to single-bladed aircraft in the DSNS-X2 pair and the volume is 100% of their available take-off power used in helicopter flight modes at specific load SU power equal to ρ _N = 3,33 kg / hp., and aircraft flight conditions with fixed blades suitably wings HB-transmission system redistributed 75% of take-off power only SU and pulling DPS X2 screws, but also back. All this will make it possible to increase the longitudinal stability and controllability along the roll during transitional maneuvers in the MSWS, and the placement of the control system with two TVAD on both sides of the keel will simplify the transmission system. This will also improve flight safety and use smaller sizes of air propulsion thrusters across, which will reduce the midship of the nacelles, but also their aerodynamic drag. The use of single-blade coaxial HB will allow to achieve higher aerodynamic efficiency, despite the harmful resistance of each profiled balancing counterweight. To prevent unwanted vibrations, single-blade HBs operate at high peripheral speeds. Therefore, the main mode of operation of single-blade HBs is the vertical movement of the MSWS. In the case of oblique blowing, the draft of the HB changes cyclically. Therefore, the rigid attachment of the blades improves controllability, especially single-blade HB. In synchronized single-blade coaxial HB, the moments M _roll and M _prod from the upper and lower HB when transferred to the fuselage through coaxial gears are mutually annihilated. Therefore, the aerodynamic coefficient of single-bladed aircraft in the pair ДСНС-Х2 will be 1.26-1.28 higher than that of two- or three-bladed two-helicopter aircraft. This will reduce the weight of the airframe, increase weight return and improve fuel efficiency by 50% in comparison with high-speed helicopters "Raider S-97" and "AVX". Moreover, this will also allow, in comparison with traditional turboprop aircraft wings, to increase maneuverability at low flight speeds and during transitional maneuvers, but also to reduce the stall speed for an increase set by 1.2 times the coefficient of elevation of the tandem system of CWL wings with HB wing blades, which creates an advantage in the production of lifting force during take-off and landing flight modes, especially commercial MSWS for local airlines (MVL).

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения МСВС для МВЛ с тандемными ВСК, парой ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 с толкающими винтами, размещенными на законцовках заднего ВСК схемы тандем, приведено на фиг. 1 и общих видах сбоку а) и сверху б) соответственно с расположением однолопастных соосных НВ вдоль оси симметрии и тяговых по обе стороны от последней при его использовании:The present invention of the preferred embodiment of MSWS for MVL with tandem VSK, a pair of DSNS-X2 and DPS-X2 with pushing screws located on the ends of the rear VSK tandem scheme, is shown in FIG. 1 and general views from the side a) and above b), respectively, with the arrangement of single-blade coaxial HB along the axis of symmetry and traction on both sides of the latter when using it:

а) в полетной конфигурации вертолета с парой ДСНС-Х2, имеющей однолопастные соосные НВ с профилированными телескопическими противовесами, лопасти которых, проходя над носовой и центральной частью фюзеляжа, свободно вращаются в противоположные стороны над расположенными тандемом консолями ВСК;a) in the flight configuration of a helicopter with a pair of DSNS-X2, having single-blade coaxial HB with profiled telescopic counterweights, the blades of which, passing above the nose and central part of the fuselage, freely rotate in opposite directions above the VSK consoles located in tandem;

б) в полетной конфигурации турбовинтового самолета с тандемными крыльями ХОС, создающими подъемную силу ВСК совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой двумя толкающими винтами с условным расположением (пунктиром левых) и правых консолей тандемных ВКОС в стояночной и полетной конфигурации.b) in the flight configuration of a turboprop aircraft with tandem CWS wings, which create the VSK lifting force together with fixed HB wings-blades with their telescopic counterweights pulled in, marching thrust provided by two pushing screws with a conditional arrangement (left dotted line) and right tandem EKOS consoles in the parking and flight configuration.

Турбовинтовой МСВС для МВЛ, представленный на фиг. 1, выполнен по продольно-соосной концепции в двух ДСНС-Х2 с ДПС-Х2 и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1 и большого удлинения переднее 2 и заднее 3 ВСК схемы тандем, снабженные соответственно закрылками 4 и закрылками 4 с флапперонами 5. На законцовках заднего ВСК 3 имеются гондолы 6 ДПС-Х2 с толкающими левым 7 и правым 8 флюгерно-реверсивными винтами. Вертикальное оперение с форкилем 9 имеет трапециевидный киль 10 с рулем направления 11. Несущая четырех-винтовая продольно-соосная схема, размещенная на переднем пилоне 12 и на законцовке киля 10, имеет однолопастные верхние передний 13 с задним 14 и нижние передний 15 с задним 16, которые вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки (см. фиг. 1б). Соосные верхние 13-14 и нижние 15-16 однолопастные НВ имеют профилированные телескопические противовесы 17, выполненные в виде сегментов обтекателей соответственно втулок 18 и 19 НВ, которые закреплены на соответствующих выходных валах соосных редукторов (на фиг. 1 не показаны). Между каждой пары втулок 18-19 имеется обтекатель 20 колонки валов соосных НВ 13-16 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 21, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 20. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей МСВС его однолопастные 13-16 НВ, работают на режиме авторотации разгружают ВСК 2-3. При этом закрылки 4 с флапперонами 5 ВСК 2-3 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 13-16 - на угол 47°. Все однолопастные соосные НВ 13-16 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 17, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов. Турбовинтовая СУ имеет две мотогондолы 22 (см. фиг. 1б) с ТВаД, расположенные в кормовой части фюзеляжа 1 и по обе стороны от киля 10, выполнены с задним выводом вала для отбора как их взлетной их мощности. Каждый из ТВаД, образуя с соответствующим соединительным валом и объединительным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ обеспечивает продолжение полета при одном работающем ТВаД и вращение соосных 13-16 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с авторотирующими НВ 13-16, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении как ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается объединительным редуктором посредством продольной системой валов 23 только на соосные 13-16 НВ, так и в самолетной полетной конфигурации - только на толкающие винты 7-8 посредством поперечных валов, проложенных (на фиг. 1 не показаны) в носке заднего ВСК 3 и также от работающих ТВаД, отключенных при этом от системы трансмиссии привода НВ 13-16.The turboprop MSWS for MVL shown in FIG. 1, is made according to the longitudinal-coaxial concept in two DSNS-X2 with DPS-X2 and a composite carbon fiber glider, contains the fuselage 1 and large elongation front 2 and rear 3 VSK tandem circuits, equipped with flaps 4 and 4 flaps with flappers 5 respectively. the tips of the rear VSK 3 have gondolas 6 DPS-X2 with pushing left 7 and right 8 vane-reversing screws. The vertical tail with a fork 9 has a trapezoid keel 10 with a rudder 11. The supporting four-screw longitudinally coaxial arrangement, located on the front pylon 12 and on the tip of the keel 10, has single-blade upper front 13 with rear 14 and lower front 15 with rear 16, which rotate respectively clockwise and counterclockwise (see Fig. 1b). The coaxial upper 13-14 and lower 15-16 single-blade HBs have profiled telescopic counterweights 17, made in the form of segments of fairings of bushes 18 and 19 of the HB, respectively, which are mounted on the corresponding output shafts of the coaxial gearboxes (not shown in Fig. 1). Between each pair of bushings 18-19 there is a fairing 20 of the shaft column of coaxial HB 13-16 shafts with aerodynamic horizontal ridges 21, parallel mounted on each rear lateral surface of the teardrop-shaped fairing 20. During emergency landing during GDP in the event of failure of the engines of the MSWS, it has one-blade 13-16 HB, work on autorotation unload VSK 2-3. In this case, the flaps 4 with flappers 5 VSK 2-3 are automatically deflected by an angle of 30 °, and when performing the KVP in a rotorcraft configuration and to reduce losses in the vertical thrust of HB 13-16 - by an angle of 47 °. All single-blade coaxial HB 13-16 DSNS-X2 are made without swash plates and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights 17, but also with the possibility of creating full compensation of reactive torques from all HBs. The turboprop SU has two engine nacelles 22 (see Fig. 1b) with TVAD located in the aft part of the fuselage 1 and on both sides of the keel 10, made with a rear shaft output for selection as their take-off power. Each of the TAD, forming a synchronizing system with a corresponding connecting shaft and unification gear, is equipped with a clutch (not shown in Fig. 1). The excessive thrust-weight ratio of the SU ensures the continuation of the flight with one operating theater engine and the rotation of coaxial 13-16 HB during the transition mode, which makes it possible to carry out a flight or emergency landing with autorotating HB 13-16, which increases the level of flight safety. The transfer of take-off power when performing both GDP and hovering in a helicopter configuration is provided by the unification gear through the longitudinal system of shafts 23 only to coaxial 13-16 HBs, and in an airplane flight configuration only to the pushing screws 7-8 through the transverse shafts laid (in FIG. .1 are not shown) in the toe of the rear VSK 3 and also from the working TVAD, which were disconnected from the transmission system of the HB 13-16 drive.

Управление турбовинтовым МСВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосных групп передних 13-15 и задних 14-16 НВ и отклонением рулевых поверхностей: синфазным и дифференциальным флапперонов 5 и рулей направления 11. При крейсерском полете подъемная сила создается ВСК 2-3 в системе ХОС совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ 13-16, образующими схему биплан-тандем с разноуровневыми лопастями-крыльями НВ 13-15 и 14-16, размещенными соответственно спереди ВСК 2 и 3 (см. фиг. 1б), горизонтальная тяга - толкающими 7-8 винтами на ВСК 3, на режиме висения только соосными НВ 13-16, на режиме перехода - ВСК 2-3 и с НВ 13-16. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 4 с флапперонами 5 (см. фиг. 1б) ВСК 2-3 синхронно отклоняются на максимальные их углы и образуют их консоли с обратным сужением. После создания подъемной тяги соосными 13-16 НВ обеспечиваются режимы ВВП и зависания с использованием только однолопастных НВ 13-16 (см. фиг. 1а). При дифференциальном отклонении серво-элеронов 24 (см. фиг. 1б) НВ 13-16 вверх/вниз при прохождении их лопастей с противоположных боковых сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания, а для изменения продольной балансировки при этом изменяется тяга передних 13-15 и задних 14-16 НВ. При висении на вертолетных режимах полета МСВС путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага верхних 13-14 и нижних 15-16 в соответствующих группах соосных НВ. После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ВСК 2-3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 13-16 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются под отрицательным углом χ=-13° стреловидности (см. фиг. 1б), затем создается совместная маршевая тяга толкающими 7-8 винтами (см. фиг. 1б) и производится скоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 11 киля 10. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением флапперонов 5 ВСК 3 соответственно.The control of the turboprop MSWS is provided by the general and differential change in the pitch of the coaxial groups of the front 13-15 and rear 14-16 HB and the deviation of the steering surfaces: in-phase and differential flappers 5 and rudders 11. During cruise flight, the lifting force is created by VSK 2-3 in the HOS jointly with fixed wings-blades НВ 13-16, forming a biplane-tandem scheme with different-level wing-blades НВ 13-15 and 14-16, placed respectively in front of VSK 2 and 3 (see Fig. 1b), horizontal thrust - pushing 7- 8 propellers per aircraft K 3, in the hover mode only with coaxial HB 13-16, in the transition mode - VSK 2-3 and with HB 13-16. In the transition to vertical take-off and landing (hovering) of the flap 4 with flappers 5 (see Fig. 1b) VSK 2-3 synchronously deviate to their maximum angles and form their cantilevers with reverse narrowing. After the lifting thrust is created by coaxial 13-16 HB, the GDP and freezing modes are provided using only single-blade 13-16 HBs (see Fig. 1a). With a differential deviation of the servo ailerons 24 (see Fig. 1b) HB 13-16 up / down while passing their blades from opposite sides of the fuselage 1, the roll balancing is changed during GDP and hovering, while changing the longitudinal balancing changes traction front 13-15 and rear 14-16 HB. When hovering on helicopter flight modes of the MSWS, the directional control is carried out by differential variation of the pitch of the upper 13-14 and lower 15-16 in the corresponding groups of coaxial HB. After vertical take-off and climb, the mechanization of VSK 2-3 is removed and for the transition to an airplane horizontal flight mode, the wing-wings of 13-16 single-bladed HBs simultaneously stop and are fixed at a negative angle χ = -13 ° of sweep (see Fig. 1b), then a joint marching thrust is created by pushing 7-8 screws (see Fig. 1b) and a high-speed cruising flight is performed, in which the directional control is provided by the rudder of the 11 keel 10. Longitudinal and lateral control is carried out in-phase and differential open sinking flappers 5 VSK 3, respectively.

Таким образом, МСВС с парой ДСНС-Х2 в продольно-соосной схеме имеет четыре однолопастных НВ, размещенных на переднем пилоне и киле, но и ДПС-Х2 с толкающими винтами, размещенными на законцовках заднего ВСК схемы тандем, делающей вклад 50% в аэродинамическую подъемную силу при скорости не менее 407 км/ч, что позволит летать на 25% быстрее и выше, чем скоростные вертолеты двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky (см. табл. 1).Thus, the MSWS with a pair of DSNS-X2 in the longitudinally coaxial scheme has four single-blade HBs located on the front pylon and keel, but also DPS-X2 with pushing screws located on the ends of the rear VSK tandem scheme, which contributes 50% to the aerodynamic lifting force at a speed of at least 407 km / h, which will allow you to fly 25% faster and higher than high-speed helicopters of the twin-screw coaxial circuit of the American companies AVX and Sikorsky (see table 1).

Claims

1. A multi-rotor high-speed helicopter-plane, made according to a twin-screw longitudinal scheme, contains a power unit (SU) in the aft part of the fuselage, including engines that transmit torque through the main gearbox and the transmission shaft system to the main rotors and pushing screw mounted on the front and rear pylons of the fuselage and at its end, characterized in that the said front and rear pylons of the fuselage are equipped with twin-screw coaxial load-bearing systems (DSNS) in longitudinally-coaxial concept, including above the corresponding and parts of the fuselage, single-blade rotors (HF) with profiled counterweights and their opposite free rotation both without mutual influence, and without placing the blades of the rear HF over the blades and counterweights of the front HF, which have an overlap factor (a = Amor / Rnv = 1.36) and ensuring the creation of vertical thrust only during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and it is designed as a twin-screw propulsive system (DPS), which has two gondolas at the tips of the rear wing of the tandem scheme with pulling screw reducers to create marching thrust during high-speed horizontal flight with fixed HB wing blades placed above the center wing of the front and rear high-back (WKOS) or straight sweep wings of large elongation, equipped respectively with flaps and flaps with external flappers, and the ability to synchronously rotate their consoles in the plane of the chords of the front and rear EKOS or VKS, respectively, forward and backward or only forward in flight while stationary ground to reduce the parking area with fixed wing blades along the axis of symmetry and mounted forward in flight, respectively above the bow and central part of the fuselage, but also mounted with a negative transverse V angle, they have VKOS or VKS consoles with reverse narrowing and form at their corresponding negative angle χ = -13 ° or positive angle χ = + 13 ° of the sweep together with the fixed blades-wings of the HB when viewed from above two X-shaped sweeps, and with the possibility of converting the flight configurations after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with a pair of ДСНС-Х2 and ДПС-Х2 to the corresponding high-speed rotorcraft or airplane with a marching ДПС-Х2, respectively, with tandem coaxial HB operating in regimes close to their autorotation, or when fixed HB wing blades with their telescopic counterweights synchronously pulled into the fairings of single-bladed HB hub fairings, the blades of which are installed with a positive χ = + 13 ° or negative χ = -13 ° sweep angle and are carried outward from the plane symmetries in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the system of tandem wings with an X-shaped sweep (CWS), and forming with the VKOS or VKS consoles a diagram of a freely carrying tandem biplane with multi-level upper HB wing blades located behind or in front of each respectively, VKOS or VKS, but also vice versa, with coaxial HB creating air flows that are made without cyclic control of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also with the possibility of creating full compensation of reactive torques from coaxial HBs in the opposite direction of rotation between the HBs in each pair of coaxial HBs, for example, when viewed from above, the upper left and lower right blades of the HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so as to provide a smoother flow air flow of the stern of the fuselage, which excludes its resonant vibrations in conjunction with the rear pylon, made in the form of a vertical trapezoid keel with a rudder the transmission system provides power transfer 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 on both sides of the rear pylon in front of the corresponding nacelle and connected via a clutch to the corresponding input a shaft that transmits the torque from each TWP to the unification gearbox having bearing and marching output flows connected through clutches, respectively, with longitudinal shafts for coaxial gears HB moat respective transverse and output shafts for the left and right gears pulling screws, respectively, the vane-reversible pulling screws in DPS X2 are configured to drive and from their auxiliary SU on the execution modes of GDP and freezing.

2. A multi-rotor high-speed helicopter airplane according to claim 1, characterized in that the single-bladed HB with a stepped profile of the end part on one third radius of each with a reverse narrowing of the blade, with an end chord of the blade 2.0 times larger than its root chord and a wedge-shaped profile with angle α = 10 ° and a continuous lower surface, made with an upper ledge-cut diamond-shaped in terms of shape, the outer protruding sides of which, having the rear edges of the blade concave inward, create at its maximum chord point (bmaxНВ), combined in the ledge-notch with a smaller diagonal rhomboid in terms of shape, forming both the configuration of the step profile in width and depth - this is 1/2 of the bmaxНВ chord and 2/3 of the max.НВ chord, respectively, and the pointed tip of the blade has a parabolic leading edge and backward sweep the trailing edge moreover, the aforementioned HB telescopic counterweights have a radius (rtp) in the retracted and extended position, equal to the radius of the fairing of the HB sleeve, having diametrically placed sections in the form of circular segments, the chords of which are equal to the root HB and counterbalance chords, and 30% of the radius of the HB, respectively, with each counterweight having the root and end chords respectively equal and 1.2 times smaller than the root chord of the HB, made with the end part in the form of a mating circle segment with a diameter equal to the fairing of the NV hub, which is mated when it is retracted with a slice of the circular segment of the sleeve, forming its streamlined round-shaped shape, moreover, when performing HOL and rotorcraft horizontal flight of the VSK console, having flaps with root chords and in

there are more end chords, which, with their corresponding deviation, transform the VSC straight consoles into consoles with reverse constriction, creating an increase in their bearing capacity on rotorcraft when blowing their consoles in the zone of maximum inductive airflow velocities from uni-blade HBs located in a fully symmetric and synchronously balanced in each DSNS-X2 and working in conjunction with the DPS-X2 marching thrust, the longitudinal axis of the pushing screws of which is placed along the longitudinal line, passing when viewed from the side along its center labor of masses, and, therefore, reduces the possibility of a cabriding moment, while the HBs are equipped with a fairing system having both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and a fairing of the column of coaxial shafts located between the respective fairings bushings and reducing the total resistance and spacing between the blade of the lower and upper HB is not less than 13% of their radius, and the fairing of the column of shafts, having a teardrop shape and system when viewed from above to prevent uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation, it is mounted so that it has upper and lower slotted gaps made mirror-like to the elliptical surfaces of the respective fairings of the HB bushings, while the fairing of the shaft column, which facilitates the flow around, reduces the separation of flow and drag, is provided with horizontal aerodynamic when viewed from the side equal ridges parallel to each other mounted three on each of its posterior lateral vertical surfaces so that each central it is located in its middle and closer to its trailing edge, which has the opposite sweep, and the upper and lower aerodynamic ridges, in turn, are located farther from it and at the same time are equidistant from the central one; moreover, in the CWS wing system, tandem VSKs have 50% of the total wing system area The CWS together with the wings-blades of the NV in an airplane flight configuration, while the front and rear single-blade NV mounted on the output shafts of the corresponding coaxial gearboxes are equipped with the possibility of a fixed the installation of their wing blades in such a way that the left most upper lobe of the rear coaxial HB, spaced vertically above the corresponding pylons, is placed above the corresponding left blade of the front coaxial HB, and the right lower blade of the rear coaxial HB when it is located at the same level with the upper blade the front coaxial HB is located above the right lowermost blade of the front coaxial HB.

3. A multi-rotor high-speed helicopter-airplane according to claim 2, characterized in that the said wedge-shaped profiles of the HB blades 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 said isosceles triangle in plan, performing on coaxial front and rear HB the role of ailerons equipped with a servo drive and the possibility of their synchronous deviation in the vertical plane so that with their differential deviation down / up and up / down p and passing HB blades opposite the left / right sides of the fuselage roll change balancing the left and right respectively when the GDP and hovering helicopter in flight regimes.