Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет (варианты)



Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет (варианты)
Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет (варианты)

 


Владельцы патента RU 2492112:

Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

Изобретение относится к авиационной технике. Вертолет-самолет содержит на высокорасположенном крыле две мотогондолы, каждая из которых оснащена тандемной двухвинтовой системой, состоящей из передних и задних поворотных винтов, фюзеляж, хвостовое оперение, двигатели силовой установки, передающие мощность через трансмиссию на тянущие передние и толкающие задние винты, обеспечивающие горизонтальную и, при их повороте, вертикальную тягу. В одном варианте вертолет-самолет выполнен по двухфюзеляжной схеме с межфюзеляжной частью крыла, оснащенной по оси симметрии центральной мотогондолой с передним и задним поворотными винтами. Управляющие моменты для осуществления продольной управляемости создаются при помощи дифференциального изменения углов установки лопастей переднего и заднего межфюзеляжных винтов. Поперечное управление обеспечивается при помощи увеличения угла установки лопастей обоих винтов с одной стороны от оси симметрии и уменьшением углов установки обоих винтов, расположенных с другой стороны от оси. Путевое управление осуществляется соответствующим изменением углов установки лопастей в каждой группе винтов, расположенных по диагонали. В другом варианте выполнения вертолет-самолет содержит транспортный отсек-центроплан с двумя хвостовыми балками, между которых на верхней части фюзеляжа размещена мотогондола. Достигается увеличение весовой отдачи, дальности полета, транспортной эффективности. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиационной техники и касается создания тяжелых многовинтовых конвертопланов, выполненных по концепции тандемного расположения поворотных винтов на высокорасположенном крыле и двухбалочным оперением или с двухфюзеляжной схемой, или с крупномерным несущим фюзеляжем, обеспечивающих их использование как вертолета, так и самолета, но и винтокрыла.

Известен тяжелый конвертоплан модели TR-65 компании "Karem Aircraft" (США), содержащий моноплан с высокорасположенным крылом обратной стреловидности и на концах его консолей смонтированы двигатели с редукторами и винтами, установленные в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, имеющий трансмиссию с синхронизирующим валом, проложенным в крыле, однокилевое хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с тянущими винтами (диаметром 19,8 м), создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вверх вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, при корабельном базировании лопасти винтов складываются и прямое крыло разворачивается вдоль верхней части фюзеляжа, избыточная тяговооруженность обеспечивает вертикальный взлет и посадку при взлетном его весе 50400 кг и продолжение полета на одном работающем двигателе, площадь минимальной взлетной его площадки по оценке составит 1725 м2 (с удельной ее возможностью 0,0695 чел./м2 при пассажировместимости 120 чел.), шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек, и боковые обтекатели.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах крыла поворотных двигателей с редукторами и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой поворота винтов и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что диаметры двух винтов ограничены размахом консолей крыла и, как следствие, при висении поток от винтов, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому (при отказе узлов поворота мотогондол после выполнения крейсерского полета) взлетать и садиться "по-самолетному", как обычный самолет, этот конвертоплан, снижая безопасность, не может, т.к. расположенные на крыле поворотные винты имеют радиус, превышающий высоту установки их мотогондол, но это не исключает возможности короткого взлета и посадки.

Известен палубный тяжелый конвертоплан проекта QTR компаний "Bell" и "Boeing" (США), содержащий моноплан с размещенными тандемом высокорасположенными крыльями обратной стреловидности и на концах консолей которых смонтированы в поворотных мотогондолах двигатели с редукторами и винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вверх вертикальную тягу при его преобразовании в вертолет четырехвинтовой несущей схемы, трансмиссию с синхронизирующей системой валов, проложенной в каждом крыле и вдоль оси симметрии, имеющий в кормовой части фюзеляжа вертикальное оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Признаки, совпадающие - наличие четырех поворотных мотогондол с тянущими винтами на концах двух тандемных крыльев, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вверх вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, избыточная тяговооруженность обеспечивает вертикальный взлет и посадку при взлетном его весе 45360 кг и продолжение полета на трех работающих двигателях, выполнен по концепции Quart Tilt Rotor (QTR-четыре поворотных винта диаметром 15,0 м), минимальная площадь для взлетно-посадочной его площадки по оценке составит 1638 м2 (с удельной ее возможностью 0,0549 чел./м2 при пассажировместимости 90 чел.), размеры грузового отсека с рампой, имеющего объем 161,3 м3, соответствуют размерам отсека самолета C-130J-30 (длина 17,07 × ширина 3,12 × высота 2,74, м), шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек, и боковые обтекатели.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах его крыльев поворотных мотогондол с винтами предопределяет конструктивно сложное прямое переднее и заднее крылья со сложной их механизацией и мощной системой поворота мотогондол, а также заднее большее крыло имеет размах 30,0 м, что не уменьшает геометрических размеров планера и максимальной удельной нагрузки на крылья (порядка ≈490 кг/м2) и не обеспечивает также возможность сокращения массы конструкции планера и уменьшения геометрических размеров как планера, так и взлетной площадки. Вторая - это то, что на режиме висения поток от винтов, обдувая консоли крыльев и создавая значительную общую потерю в их вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от консолей крыльев, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения. Третья - это то, что сложность его общей Н-образной в плане трансмиссии валов (длиною ≈70 м) не позволит уменьшить общие потери вертикальной тяги четырех винтов и реализовать при висении более полное использование вертикальной тяговооруженности. Последнее, увеличивая удельный вес силовой установки, значительно сокращает удельный вес топлива и, как следствие, снижает дальность его полета. Четвертая - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому (при отказе узлов поворота мотогондол после выполнения крейсерского полета) взлетать и садиться "по-самолетному", как обычный самолет, этот конвертоплан, снижая безопасность, также не может, но это не исключает возможности короткого его взлета и посадки.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой многовинтовой вертолет-самолет (Россия), содержащий на консолях высокорасположенного крыла две мотогондолы, имеющие в передних и задних их окончаниях соответственно тянущие и толкающие винты, фюзеляж, хвостовое оперение, двигатели силовой установки, передающие мощность через синхронизирующий вал, расположенный в носке крыла, на тянущие и толкающие поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и их соответствующим отклонением вверх и вниз вертикальную тягу, и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Признаки, совпадающие - наличие моноплана с высокорасположенным крылом, снабженным двумя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю и заднюю продолговатые, вынесенные за соответствующие кромки крыла, надкрыльевые ее части с поворотными винтами, имеет двухкилевое оперение. Поворотные тянущие и толкающие винты, расположенные соответственно спереди и сзади крыла, обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх и вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 65° соответственно при вертикальном взлете и посадке или коротком взлете и посадке.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что аэродинамический его облик с круглым или овальным поперечным сечением сигарообразного фюзеляжа, имеющего высокорасположенное крыло и двухкилевое оперение на конце фюзеляжа, форма и длина кормовой части которого определяется различными требованиями, часто противоречивыми, что не способствует снижению массы фюзеляжа. Вторая - это то, что крыльевые мотогондолы с расположенными в них газотурбинными двигателями, имеющими выхлопы, направленные с боку и назад, осуществляют вредную обдувку задних поворотных винтов на вертолетных и на самолетных режимах его полета. Что также усложняет конструкцию крыла с мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его крыла. Третья - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом поворотные винты одинакового диаметра и, особенно задние, отклоняющиеся вниз, имеют радиусы, не превышающие высоту установки мотогондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Четвертая - это то, что традиционная аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для полета, создает крыло, являясь основной несущей аэродинамической поверхностью, а дополнительную подъемную силу - стабилизатор и фюзеляж, которые также являются аэродинамическими поверхностями, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с традиционной схемой незначительна. Последнее, в частности, предопределяет большую удельную нагрузку на крыло (порядка ≈460 кг/м2), которая будет повышаться пропорционально увеличению размеров. Это подтверждается при сравнении традиционных схем турбовинтовых самолетов, например, C-27J имеет Go/Sкр=366 кг/м2, C-130J - 490 кг/м2, Ан-70 - 637 кг/м2 и Ан-22 - 725 кг/м2. Поэтому если их использовать в качестве прототипов и создавать тяжелые многовинтовые вертолеты-самолеты на базе их платформ, то возможность увеличения весовой отдачи при повышении взлетного веса и дальнейшего уменьшения массы конструкции, но и геометрических размеров планера, весьма ограничена.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоцелевом многовинтовом вертолете-самолете значительного повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, упрощения конструкции крыльевых мотогондол и исключения конструкции элеронов на крыле и вредной обдувки выхлопными газами газотурбинных двигателей задних толкающих поворотных винтов, упрощения конструкции планера и уменьшения его массы и удельной нагрузки на крыло, увеличения дальности полета, транспортной и экономической эффективности.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного многовинтового вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по конструктивно-силовой двухфюзеляжной схеме с межфюзеляжной частью крыла, оснащенной по оси симметрии центральной мотогондолой с передним и задним винтами, свободно поворачивающимися соответственно между носовыми и кормовыми частями несущих фюзеляжей, что обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с самолета, имеющего на крыле закрылки по всему размаху и расположенные тандемом два межфюзеляжных и четыре консольных винта, в вертолет шестивинтовой несущей схемы, обеспечивающей при вертикальном взлете, посадке и висении управляющие моменты, необходимые как для осуществления продольной управляемости, создаваемой при помощи дифференцированных изменений угла установки лопастей переднего и заднего межфюзеляжных винтов, так и поперечного управления, осуществляемого при помощи увеличения угла установки лопастей обоих переднего и заднего консольных винтов с одной стороны от оси симметрии и уменьшения углов установки лопастей обоих переднего и заднего консольных винтов - с другой, но и путевого управления - изменением угла установки лопастей в каждой группе диагонально расположенных переднего и заднего консольных винтов и, следовательно, увеличивая мощность на двух консольных винтах одной диагональной группы и одновременно уменьшая на двух других консольных винтах, обеспечивается момент рысканья, но и обратно; каждый несущий фюзеляж, имеющий аэродинамический профиль и в кормовой части вдоль продольной своей оси хвостовую балку, снабженную на изогнутом вверх конце, выполненным в виде силовой балки-форкиля, хвостовым оперением со стреловидным горизонтальным оперением, левое и правое из последних, образуя внутренними их консолями межфюзеляжный стабилизатор, имеющий по передней кромке V-образный излом в плане, оснащено на внешних и внутренних их консолях рулевыми поверхностями, имеющими возможность соответственно дифференциального и синфазного отклонения, две пилотские закрытые левая и правая кабины, вынесенные за носок соответствующего несущего фюзеляжа, имеющего переднюю кромку с углом стреловидности, повторяющим угол стреловидности передней кромки соответствующего горизонтального оперения, каждая левая и правая пара опор велосипедной схемы убирающегося шасси со спаренными тормозными колесами и на задней, и на управляемой передней опорах, размещена по продольной оси соответствующего несущего фюзеляжа.

Кроме того, он выполнен по концепции крупномерного несущего фюзеляжа прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющего аэродинамический профиль крыла с относительной его толщиной c ¯ = 22 % , представляющего собой транспортный отсек-центроплан в интегральной конструктивно-силовой двухбалочной схеме с разнесенными прямоугольного сечения с закругленными углами плоскими балками, каждая из которых размещена по бокам в задней части несущего фюзеляжа, имеющего на верхней его поверхности левую и правую мотогондолы, плавно переходящие к соответствующим высоко поднятым разнесенным плоским балкам, имеющим по их внешним бортам одинаковую ширину с несущим фюзеляжем по всей их длине до форкилей и оснащенным на отогнутых наружу их частях по внешним бортам последних стреловидными цельноповоротными консолями стабилизатора, выполненного с обратной стреловидностью по задней кромке, расположенной в плане перпендикулярно средней линии левого и правого вертикального оперения, образующего с последними в поперечном направлении Т-образные конфигурации разнесенных хвостовых оперений, каждое вертикальное оперение которых с верхним и нижним форкилями, повышая путевую устойчивость, развернуто носком к оси симметрии и снабжено снизу и сверху отогнутых частей плоских балок трапециевидными соответственно неподвижно закрепленным и цельноповортным килями, верхние из них выполнены складывающимися в направлении от оси симметрии и оснащены толкающими спаренными винтами, имеющими взаимно противоположное вращение и возможность свободного их поворота вниз между плоских балок, и установленными на конце продолговатой фюзеляжной задней гондоле, вынесенной за соответствующую кромку транспортного отсека-центроплана и смонтированной над и в задней части последнего на пилоне, расположенном по оси симметрии, что обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с самолета, имеющего движительную систему, в которой плоскости вращения лопастей передних и задних консольных и спаренных винтов при создании ими горизонтальной тяги вынесены за салон несущего фюзеляжа как в винтокрыл с максимальным взлетным весом, выполняющим короткий взлет и посадку, при котором от горизонтального положения отклоняются на углы 65° вверх и вниз соответственно валы редукторов передних и задних консольных винтов, а поворотные валы редукторов задних спаренных винтов остаются в горизонтальном положении, первые из которых создают подъемно-маршевую тягу, а последние - маршевую тягу, так и в вертолет с разновеликими несущими винтами, имеющий два задних консольных и спаренных винта меньшего диаметра и два передних консольных винта - большего диаметра, но и обратно, при этом плоскости вращения лопастей передних винтов при создании ими вертикальной тяги размещены с возможностью их вращения без обдува консолей крыла, диаметры передних и задних винтов определяются из соотношения: D = d × 1,5 , м (где: D и d - диаметры передних и задних винтов соответственно), пилотская закрытая кабина, смонтированная в верхней части носка транспортного отсека-центроплана, имеющего переднюю кромку с углом стреловидности, повторяющим угол стреловидности передней кромки крыла, консоли которого выполнены до и после крыльевых гондол соответственно с положительным и отрицательным углами поперечного V, позволяющими увеличить и высоту установки крыльевых гондол на изломах крыла, и диаметры передних винтов, система трансмиссии, передающая взлетную мощность двигателей между передними и задними винтами, обеспечивающими на самолетных режимах полета интенсивное обтекание верхней поверхности крыла и транспортного отсека-центроплана воздушным потоком от передней и задней групп винтов, консольные из которых как передние, так и задние винты имеют их вращение с набеганием по направлению к бокам соответствующих частей несущего фюзеляжа на самолетных и вертолетных режимах полета соответственно как нижней и дальней лопасти от передней кромки крыла, так верхней и дальней лопасти от задней кромки крыла соответствующего винта и имеющая в крыльевых гондолах наряду с двумя Т-образными в плане левым и правым консольными редукторами, снабжена по оси симметрии Т-образным в плане главным редуктором, связанным продольным и поперечными левым и правым валами соответственно с редуктором спаренных винтов и соответствующим Т-образным в плане консольным редуктором и приводимым, по меньшей мере двумя, двигателями, левый и правый из которых, имея для отбора мощности передний вывод вала с Г-образной в плане синхронизирующей системой валов и муфтой сцепления, смонтирован в соответствующей мотогондоле, снабжен выхлопным коллектором, направленным к нижней поверхности соответствующей разнесенной плоской балки, и размещен вдоль продольной оси последней, четырехопорное велосипедной схемы колесное шасси, каждая левая и правая пара опор которого, имеющая переднюю с колесом и с двумя колесами заднюю опоры, установлена по соответствующим бокам несущего фюзеляжа, имеющего в задней части по обе стороны от оси симметрии два грузовых люка, каждый из которых имеет одну секцию, открывающуюся вверх, а другую - вниз, образуя наклонную трап-рампу, каждая задняя опора с тандемным расположением колес, размещенная от вертикали через центр масс к корме под углом выноса ее колес γ=35°, установлена от передней опоры с продольной базой шасси, повышающей путевую и стояночную устойчивости в самолетной и вертолетной взлетно-посадочной конфигурации, обеспечивающей угол опрокидывания φ=12° и нагрузку на передние и задние опоры шасси соответственно 1/3 и 2/3 статической силы его тяжести.

Благодаря наличию этих признаков это позволит выполнить тяжелый многовинтовой вертолет-самолет с двумя несущими фюзеляжами и по концепции тандемного расположения поворотных винтов на крыле в мотогондолах, каждая из которых на передних и задних продолговатых надкрыльевых частях гондол имеет соответствующие поворотные винты. Это обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с вертолета, имеющего шестивинтовую несущую схему, включающую три передних и три задних винта, отклоненные соответственно вверх и вниз и расположенные перед и за крылом, в шестивинтовой самолет, имеющий на мотогондолах двухвинтовые тандемные движительные системы, но и обратно. Двухфюзеляжный вертолет-самолет позволяет быстро и сравнительно дешево удвоить вертикальную грузоподъемность, обеспечить удобную погрузку-выгрузку и сэкономить место на стоянке, что весьма важно при городском и, особенно, палубном его базировании. Кроме того, в двух несущих фюзеляжах размещается экипаж и полезная нагрузка, причем на каждом из них, соединенных межфюзеляжной частью крыла, устанавливается половина оперения и шасси, что позволит, уменьшая массу и габариты планера, значительно увеличить вес топлива и весьма повысить дальность его полета.

Кроме того, он выполнен по концепции крупномерного несущего фюзеляжа, имеющего аэродинамический профиль крыла с относительной его толщиной c ¯ = 22 % , представляющего собой транспортный отсек-центроплан в интегральной конструктивно-силовой двухбалочной схеме с разнесенными плоскими балками, а его система трансмиссии, связывающая все поворотные винты - надежность и безопасность полетов тяжелого вертолета-самолета, выполненного по концепции тандемного расположения поворотных винтов на крыле, имеющего на двух гондолах два винта спереди и два сзади крыла и спаренные - сзади несущего фюзеляжа. Последние, усиливая обдув верхней поверхности несущего фюзеляжа и изменяя концепцию размещения задних винтов, позволят: во-первых, на самолетных режимах полета, увеличивая подъемную силу, улучшить взлетно-посадочные характеристики и снизить посадочную скорость, а во-вторых - изменять его полетную конфигурацию с самолета, имеющего две двухвинтовые тандемные движительные системы с четырьмя консольными винтами на крыле и спаренные винты сзади несущего фюзеляжа, как в вертолет с разновеликими несущими винтами, имеющий два задних консольных и спаренных винта меньшего диаметра и два передних консольных винта - большего диаметра, так и в винтокрыл, имеющий отклоненные только поворотные валы редукторов четырех консольных винтов на угол 65°, а поворотные валы редукторов задних спаренных винтов остаются в горизонтальном положении, но и обратно. При расположении гондол на крыле с передней и с задней группой винтов, за счет использования тянущих и толкающих расположенных тандемом винтов с противоположным их вращением, можно получить значительное увеличение КПД каждой двухвинтовой группы. Этот вариант также обеспечивает более обтекаемую форму каждой гондолы и ее меньшее аэродинамическое сопротивление и затенение поворотных винтов при вертикальном взлете, посадке и висении и, как следствие, уменьшение потерь в вертикальной их тяге. Спаренные и тандемные винты дают высоконапорные струи воздуха, обтекающие несущий фюзеляж и крыло со скоростью, превышающей скорость набегающего потока, что приводит к увеличению подъемной их силы. Такое расположение тандемных винтов на крыле в центральной части несущего фюзеляжа также благоприятно сказывается на уменьшении сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя перед этими винтами. Все это позволяет весьма увеличить вертикальную грузоподъемность, обеспечить удобную погрузку-выгрузку и сэкономить место на стоянке, что весьма важно при городском и, особенно, палубном базировании. Кроме того, несущий фюзеляж; в нем размещается, экипаж и полезная нагрузка имеет сравнительно малую его длину, что позволит вынести плоскости вращения винтов за салон и весьма уменьшить шум в салоне и удельную нагрузку на крыло (Go/Sкр=300 кг/м2). Последнее позволит сократить массу конструкции и геометрических размеров планера и, следовательно, уменьшить удельный вес самого планера, что и предопределит увеличение весовой отдачи и транспортной эффективности.

Предлагаемое изобретение с вариантами использования тяжелого многовинтового вертолета-самолета (ТМВС), выполненного по концепции тандемного расположения поворотных винтов (ТРПВ) на высокорасположенном крыле и двухбалочным оперением или с двухфюзеляжной схемой, или с крупномерным несущим фюзеляжем соответственно исполнения ТРПВ-Х6 или ТРПВ-Х4+2, представлено на фиг.1 и 2.

На фиг.1 изображен двухфюзеляжный ТМВС (ДТМВС) в полетной конфигурации вертолета на общем виде сверху с размещением поворотных винтов по концепции ТРПВ-Х6 с тремя передними и тремя задними в шестивинтовой несущей схеме.

На фиг.2 изображен ТМВС в полетной конфигурации самолета и вертолета на общих видах сбоку и сверху соответственно с размещением передних больших и задних меньших поворотных винтов, включая и спаренные, по концепции ТРПВ-Х4+2.

Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет, представленный на фиг.2, выполнен по концепции крупномерного несущего фюзеляжа 1, имеющего аэродинамический профиль крыла (NACA0012) и транспортный отсек-центроплан 1, снабжен высокорасположенным крылом 2. Несущий фюзеляж 1 интегрирован в конструктивно-силовую двухбалочную схему с крылом 2 и плавно образованными на уровне консолей последнего удобообтекаемой формы двумя разнесенными высоко поднятыми плоскими балками 3, смонтированными по бокам в задней части и на верхней поверхности несущего фюзеляжа 1, имеющего сверху мотогондолы 4, плавно переходящих к разнесенным плоским балкам 3. Пилотская закрытая кабина 5, вынесенная вперед, смонтирована в верхней части носка транспортного отсека-центроплана 1. По бокам и в передней части несущего фюзеляжа 1 расположены две двери 6 (в грузопассажирском его варианте фюзеляж по бокам оснащается бортовыми люками с размерами 2,74×3,51 м). На консолях крыла 2, оснащенных закрылками 7 по всему размаху, смонтированы крыльевые гондолы 8, имеющие передние 9 и задние 10 продолговатые надкрыльевые их части. В передних и задних окончаниях последних смонтированы поворотные корпуса с выходными валами редукторов винтов соответственно с тянущими 11 и толкающими 12 винтами. На конце продолговатой фюзеляжной задней гондоле 13, вынесенной за соответствующую кромку транспортного отсека-центроплана 1 и смонтированной над и в задней части последнего на пилоне 14, установленным по оси симметрии, расположены толкающие поворотные спаренные винты 12. Все реверсивные винты передние 11 и задние 12, выполненные с жестким креплением лопастей и возможностью изменения углов их установки, смонтированы в соответствующих обтекателях гондол 8, имеющих соответственно сверху от начала и снизу от конца раскрываемые продольные проемы 15, снабженные направляющими для поворота корпуса поворотного вала с винтом соответствующего редуктора. Поворот четырехлопастных винтов 11 и 12, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета, имеющего многовинтовую несущую схему с двумя передними 11 большего диметра и тремя задними 12 меньшего диметра винтами, в турбовинтовой самолет, имеющий на концах гондол 8 передние два тянущих 11 и задние два толкающих 12 винта, а на задней гондоле 13 - толкающие спаренные винты 12, осуществляется с помощью электромеханических приводов (на фиг.2 не показаны). Трапециевидное крыло 2 с отклоняемыми консолями 16, выполненными до и после гондол соответственно с положительным +3° и отрицательным -3° углом поперечного V, позволит увеличить высоту установки гондол 8 на крыле 2 и, следовательно, предопределит в 1,06 раза увеличение диаметра, особенно, передних винтов 11. При этом крыло 2 имеет умеренную стреловидность по передней кромке χ=13° и большое удлинение, что уменьшает его ширину и, как следствие, вылет надкрыльевых частей гондол 8. Хвостовые оперения с верхними 17 и нижними 18 форкилями, выполненные, уменьшая длину плоских балок 3, отклоненными с последними наружу от оси симметрии, снабжены стреловидными разнесенными консолями цельноповоротного стабилизатора (ЦПС) 19, имеющего в плане заднюю кромку обратной стреловидности и образующего в поперечном направлении Т-образные конфигурации с вертикальными оперениями, каждое из последних имеет снизу и сверху плоских балок 3 трапециевидные соответственно неподвижно закрепленный 20 и цельноповортный 21 кили, верхние из них снабжены возможностью их складывания от оси симметрии. Последнее наряду с возможностью складывания консолей 16 крыла 2 значительно улучшает удобство размещения на палубе (в ангаре) и возможность эксплуатации на кораблях. Разнесенные Т-образные в поперечном направлении хвостовые оперения с ЦПС 19 и двухбалочная схема ТМВС позволяют в транспортном его варианте, наряду с возможностью складывания лопастей спаренных винтов, иметь в задней части несущего фюзеляжа 1 по обе стороны от оси симметрии два грузовых люка 22 с наклонными трап-рампами.

Силовая установка (СУ) размещена по бокам несущего фюзеляжа 1 в задней его части в мотогондолах 4, сопла их двигателей имеют выхлопные коллекторы 23, направленные к нижней поверхности соответствующих плоских разнесенных балок 3, исключая вредную обдувку задних винтов 12. Двигатели, например, турбовальные газотурбинные двигатели (ГТД) установлены с максимальной их простотой обслуживания и эксплуатации. Мощность от ГТД передается поворотным тандемным винтам 11 и 12 и спаренным винтам 12, посредством системы трансмиссии, связанной с передними и задними редукторами этих винтов (на фиг.2 не показаны). Выходные валы первых снабжены возможностью их поворота с тянущими винтами 11 относительно оси соответствующего редуктора винта вверх от горизонтального положения параллельно плоскости симметрии, а выходные валы вторых редукторов с толкающими винтами 12 - вниз синхронно первым (см. фиг.2а). Трансмиссия, имеющая в крыльевых гондолах 8 наряду с двумя Т-образными в плане левым и правым консольными редукторами, снабжена по оси симметрии Т-образным в плане главным редуктором, связанным продольным и поперечными левым и правым консольными валами соответственно с редуктором спаренных винтов 12 и соответствующим Т-образным в плане консольным редуктором и приводимым, по меньшей мере двумя, ГТД, каждый из которых имеет передний вывод вала для отбора мощности и Г-образную в плане синхронизирующую систему валов с муфтой сцепления. Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение ТМВС, предопределяет в крейсерском его полете муфтами сцепления отключение любого избыточного ГТД или одного из них при отказе (на фиг.2 не показаны). При полете в случае отказа двух ГТД возможна посадка ТМВС в конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации его несущих винтов 11 и 12. Четырехопорное убирающееся велосипедной схемы шасси, передние опоры с колесами 24 убираются в носовые отсеки, главные боковые опоры с колесами 25 - в кормовые отсеки несущего фюзеляжа 1.

Управление ТМВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поворотных винтов консольных тандемных 11 и 12 и задних спаренных 12 и отклонением рулевых поверхностей 19 и 21, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и несущим фюзеляжем 1, горизонтальная тяга - винтами 11 и 12, на режиме висения только винтами 11 и 12, на режиме перехода - крылом 2, несущим фюзеляжем 1 и винтами 11 и 12. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) раскрываются проемы 15 и затем закрылки 7 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов винтов 11 и 12 параллельно плоскости симметрии от горизонтального положения, отклоняясь соответственно вверх и вниз, устанавливаются вертикально (см. фиг.2а). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением ЦПС 19, создающего парирующую силу. После установки поворотных винтов тянущих 11 и толкающих 12 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы) и полете вблизи них винты 11 и 12, имея взаимно противоположное их вращение, образуют под ТМВС область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и, тем самым, повышают их эффективность. Поворотные винты тянущие 11 и толкающие 12 отклоняются от горизонтального положения вверх и вниз на угол 90° и 65° соответственно при вертикальном взлете-посадке (ВВП) и коротком взлете-посадке (КВП) на вертолетных и самолетных режимах полета ТМВС. Не исключено и при взлете с максимальным взлетным его весом использование ТМВС как винтокрыла по технологии короткого взлета и вертикальной посадке (КВВП). Для соответствующей его посадки на поверхность земли (палубы) используются колеса 24 и 25, убирающегося шасси.

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление осуществляется путем изменения шага пары консольных передних 11 и пары консольных задних 12 винтов, поперечное управление - изменением шага левой и правой пары консольных групп винтов переднего 11 и заднего 12, путевое управление - изменением крутящих моментов диагонально расположенных консольных групп винтов передних 11 и задних 12. При этом винты, расположенные по диагонали, снабжены возможностью одинакового направления их вращения и противоположного - между их диагональными группами (см. фиг.2б). Поэтому консольные винты имеют одинаковое направление вращения: левый передний 11 с правым задним 12 винтом и правый передний 11 с левым задним 12 винтом, выполнены с возможностью синхронного изменения углов установки их лопастей. Причем, увеличиваясь на двух первых и одновременно уменьшаясь на двух других винтах, при соответствующем создании изменения крутящих моментов этих групп винтов, обеспечивается путевое управление. Полный момент рыскания образуется без изменения тангажа, крена и вертикальной тяги. При висении направление полета ТМВС может осуществляться как вперед, так и назад, а также как влево, так и вправо. Полет ТМВС при его максимальном взлетном весе может осуществляться по технологии КВВП, как винтокрыла. Причем для короткого его взлета отклоняются от горизонтального положения вверх на угол 65° только поворотные валы редукторов консольных винтов 11 и 12, а поворотные валы редукторов задних спаренных винтов 12 остаются в горизонтальном положении и создают соответственно подъемно-маршевую тягу и маршевую тягу. После взлета и набора высоты, убираются шасси 24 и 25, горизонтальный полет при удвоенной его полезной нагрузке может осуществляться как у винтокрыла, или как у крылатого автожира. В последнем случае устанавливаются вертикально и горизонтально соответственно поворотные валы редукторов передних 11 и задних 12 винтов. При этом задние консольные винты 12 создают горизонтальную тягу, а спаренные винты 12 и несущие передние винты 11 отключаются от привода двигателей СУ и соответственно первые устанавливаются во флюгерное положение, а вторые, начиная авторотировать, создают дополнительную подъемную силу наравне с подъемной силой крыла 2 и обеспечивают автожирный режим полета. На этом режиме основную долю создания подъемной аэродинамической силы обеспечивают поровну несущий фюзеляж 1 и крыло 2. Другими словами, происходит разгрузка крыла 2 и изменения условий работы двух передних 11 несущих винтов. В результате почти при одинаковой скорости полета на автожирном режиме он потребляет меньшую мощность, чем на винтокрылом. Кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях двух передних 11 несущих винтов у ТМВС отодвигается на более высокие скорости полета. Одновременно на автожирном режиме полета значительно экономится топливо. Все это дает возможность получить на ТМВС крейсерские скорости на винтокрылом и автожирном режимах полета в перегрузочном варианте до 580-600 км/ч, а на самолетном - 700 км/ч, что значительно больше скорости и дальности полета, чем на скоростных вертолетах. Причем появляется возможность использовать меньшую мощность СУ, снизить удельный расход топлива, а значит увеличить дальность и скорость полета и, как следствие, повысить транспортную эффективность. Использование его при коротком взлете как винтокрыла, а в крейсерском полете как самолета позволит значительно увеличить и дальность его полета с удвоенной полезной нагрузкой. Поскольку при создании подъемной силы и горизонтальной тяги для достижения высоких крейсерских скоростей полета комбинация крыла 2 с винтами 11 и 12 в движительной системе гораздо выгоднее, чем крыла 2 с двумя передними 11 несущими винтами и толкающими задними винтами 12. Однако для сокращения дистанции до 160 и 240 м соответственно при взлете с коротким разбегом м и при посадке с пробегом создание подъемной силы и горизонтальной тяги в комбинации крыла 2 с передними 11 и задними 12 несущими винтами, отклоненными вверх и вниз на угол 65°, и двумя спаренными толкающими винтами 12 гораздо выгоднее, чем крыла 2 с многовинтовой несущей схемой, все винты которой передние 11 и задние 12 отклоняются на угол 65°. Поэтому после крейсерского полета его посадка может осуществляться как винтокрыла и вертолета при выполнении КВП и ВВП в перегрузочном и нормальном посадочном весе соответственно.

Для перехода на самолетный режим полета после вертикального взлета и набора высоты все валы редукторов винтов 11 и 12 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение. После чего производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 21 (см. фиг.2а). Продольное и поперечное управление осуществляется соответственно синфазным и дифференциальным отклонением рулевых поверхностей - ЦПС 19. При полетной конфигурации ТМВС на самолетных режимах полета консольные винты левой и правой групп винтов передних тянущих 11 и задних толкающих 12 имеют в каждой группе противоположное вращение для создания горизонтальной тяги, тем самым, создается значительное повышение эффективности каждой двухвинтовой группы. При его полетной конфигурации как вертолета реактивные моменты от консольных винтов, используемых как несущие винты, смонтированные попарно, компенсируются полностью также за счет того, что снабжены возможностью взаимно противоположного вращения между собой как передние 11, но и задние 12 винты, но и левой и правой групп (см. фиг.2б).

Таким образом, многоцелевой ТМВС, выполненный по концепции ТРПВ-Х4+2 и крупномерного несущего фюзеляжа, снабженного сзади толкающими поворотными спаренными винтами, имеет на консолях высокорасположенного крыла две гондолы, каждая из которых снабжена двухвинтовой тандемной системой, вынесенной за переднюю и заднюю кромки крыла на продолговатых надкрыльевых гондолах, имеющих в передних и задних их окончаниях соответствующие поворотные винты, представляет собой многовинтовой конвертоплан. Выбор такой концепции для ТМВС обусловлен простотой и возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета многовинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию турбовинтового самолета и обратно. Кроме того, концепция несущего фюзеляжа обеспечивает возможность сокращения массы конструкции и геометрических размеров планера и, в частности, увеличивает весовую отдачу и, как следствие, вес полезной нагрузки. Поскольку возможные формы и аэродинамические компоновки самолетов, выполненных по двухфюзеляжной схеме, и концепции несущего фюзеляжа с двухбалочным оперением соответственно "Boeing B-747twin " и "Burnelli CBY-3" (США), а также конвер-топланов с четырехвинтовыми несущими схемами, например, мод. Х-19 ф. "Curtiss" (США), о которых в настоящее время известно, что конструктивно-силовые двухфюзеляжная и, особенно, двухбалочная схема с несущим фюзеляжем самолетов обеспечивает максимальную разгрузку крыла и фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил, а многовинтовых конвертопланов, что они устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений, могут и должны являться предметом дальнейшего исследования и усовершенствования.

Поэтому освоение ТМВС, особенно, по концепции ТРПВ-Х4+2 обусловлено также простотой его общей трансмиссии, что позволит, уменьшая общие потери вертикальной тяги винтов (потери от обдува консолей крыла и надкрыльевых частей гондол отличаются в 5 раз), реализовать при технологии ВВП более полное использование вертикальной тяговооруженности. Последнее позволит, уменьшая удельный вес СУ, значительно увеличить удельный вес топлива и, как следствие, повысить дальность полета ТМВС сопоставимую с дальностью турбовинтового самолета. Очевидно, создание для авиатранспорта семейства ТМВС по интегральной конструктивно-силовой двухбалочной схеме с крупномерным несущим фюзеляжем и по концепции ТРПВ-Х4+2 позволит, исключая недостатки конвертопланов TR-65 и QTR, освоить широкую их гамму. Важной особенностью применения концепции ТРПВ-Х4+2 в ТМВС, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду с ТМВС-130 создать и ТМВС-260, но и освоить ДТМВС-125 и ДТМВС-250 двухфюзеляжного исполнения с ТРПВ-Х6.

Возможное освоение, например, ТМВС-130 с двумя ГТД мод. Д-27 (мощностью по 14000 л.с.), обеспечивающими по технологии ВВП и КВП соответственно взлетный вес 50,0 и 67,0 т и с соответствующей полезной нагрузкой в грузовом отсеке 13,0 и 26,0 т, позволит реализовать реально высокие технико-экономические результаты, позволяющие достойно конкурировать с компаниями "Bell/Boeing" (США). Поскольку ТМВС-130, используя при ВВП минимальную взлетную площадку 1069 м2 (с удельной ее возможностью 0,1216 чел./м2 при пассажировместимости 130 чел.), имеет размеры салона без рампы (длина 9,2 × ширина 8,7 × высота 2,74 м), объем грузового отсека которого будет гораздо больше (почти в 1,58 раза) объема грузового отсека тяжелого конвертоплана QTR. Поэтому ТМВС-130 при выполнении технологии ВВП, превосходя в полезной нагрузке в 1,44 раза, будет иметь и дальность полета до 2800 км - это почти в 1,46 раза больше, чем у этого конвертоплана, а при меньшей удельной нагрузке на крыло в 1,63 раза, будет иметь гораздо меньшие и габариты в плане (в 1,54 и 1,62 раза меньше, чем для аналогичных тяжелых конвертопланов QTR "Bell/Boeing" и TR-65 "Karem Aircraft" соответственно). Последнее преимущество позволит также широко использовать такие ТМВС на площадках ограниченного размера как для трудно доступной местности, так и снабжения авианесущих кораблей, что исключительно важно при наземном и, особенно, корабельном их базировании.

В конечном итоге широкое использование ТМВС позволит в полной мере также осуществить создание специальной транспортной системы городского и пригородного базирования для региональных воздушных грузопассажирских перевозок и возможности обеспечения транспортной связью большей части территории РФ. Поскольку без ее создания дальнейшее освоение регионов Сибири, Дальнего Востока и Крайнего Севера невозможно, то качественно новым подходом к освоению любых неподготовленных поверхностей земли, городских и корабельных вертолетных площадок, а также морских добывающих платформ остается за использованием ТМВС.

Очевидно, создание семейства ТМВС с улучшенными тактико-техническими показателями для авиатранспорта в современных условиях - задача многоплановая и не является технически неразрешимой. Поэтому в процессе дальнейшего развития транспортной авиации самой жизнью будет продиктована задача освоения и ТМВС.

1. Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет, содержащий на консолях высокорасположенного крыла две мотогондолы, имеющие в передних и задних их окончаниях соответственно тянущие и толкающие винты, фюзеляж, хвостовое оперение, двигатели силовой установки, передающие мощность через синхронизирующий вал, расположенный в носке крыла, на тянущие и толкающие поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и их соответствующим отклонением вверх и вниз вертикальную тяги, и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой, отличающийся тем, что он выполнен но конструктивно-силовой двухфюзеляжной схеме с межфюзеляжной частью крыла, оснащенной по оси симметрии центральной мотогондолой с передним и задним винтами, свободно поворачивающимися соответственно между носовыми и кормовыми частями несущих фюзеляжей, что обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с самолета, имеющего па крыле закрылки по всему размаху, и расположенные тандемом два межфюзеляжных и четыре консольных винта, в вертолет шестивинтовой несущей схемы, обеспечивающей при вертикальном взлете, посадке и висении управляющие моменты, необходимые как для осуществления продольной управляемости, создаваемой при помощи дифференцированных изменений угла установки лопастей переднего и заднего межфюзеляжных винтов, так и поперечного управления, осуществляемого при помощи увеличения угла установки лопастей обоих переднего и заднего консольных винтов с одной стороны от оси симметрии и уменьшения углов установки лопастей обоих переднего и заднего консольных винтов - с другой, но и путевого управления изменением угла установки лопастей в каждой группе диагонально расположенных переднего и заднего консольных винтов и, следовательно, увеличивая мощность на двух консольных винтах одной диагональной группы и одновременно уменьшая на двух других консольных винтах, обеспечивается момент рысканья, но и обратно; каждый несущий фюзеляж, имеющий аэродинамический профиль и в кормовой части вдоль продольной своей оси хвостовую балку, снабженную на изогнутом вверх конце, выполненном в виде силовой балки-форкиля, хвостовым оперением со стреловидным горизонтальным оперением, левое и правое из последних, образуя внутренними их консолями межфюзеляжный стабилизатор, имеющий по передней кромке V-образный излом в плане, оснащен на внешних и внутренних консолях рулевыми поверхностями, имеющими возможность соответственно дифференциального и синфазного их отклонения; две пилотские закрытые левая и правая кабины, вынесенные за носок соответствующего несущего фюзеляжа, имеющего переднюю кромку с углом стреловидности, повторяющим угол стреловидности передней кромки соответствующего горизонтального оперения; каждая левая и правая пара опор велосипедной схемы убирающегося шасси со спаренными тормозными колесами и на задней и на управляемой передней опорах размещена по продольной оси соответствующего несущего фюзеляжа.

2. Тяжелый многовинтовой вертолет-самолет, отличающийся тем, что он выполнен по концепции крупномерного несущего фюзеляжа прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющего аэродинамический профиль крыла с относительной его толщиной c ¯ = 22 % , представляющего собой транспортный отсек-центроплан в интегральной конструктивно-силовой двухбалочной схеме с разнесенными прямоугольного сечения с закругленными углами плоскими балками, каждая из которых размещена по бокам в задней части несущего фюзеляжа, имеющего на верхней его поверхности левую и правую мотогондолы, плавно переходящие к соответствующим высоко поднятым разнесенным плоским балкам, имеющим по их внешним бортам одинаковую ширину с несущим фюзеляжем по всей их длине до форкилей и оснащенным на отогнутых наружу их частях по внешним бортам последних стреловидными цельноповоротными консолями стабилизатора, выполненного с обратной стреловидностыо по задней кромке, расположенной в плане перпендикулярно средней линии левого и правого вертикального оперения, образующего с последними в поперечном направлении Т-образные конфигурации разнесенных хвостовых оперений, каждое вертикальное оперение которых с верхним и нижним форкилями, повышая путевую устойчивость развернуто носком к оси симметрии и снабжено снизу и сверху отогнутых частей плоских балок трапециевидными соответственно неподвижно закрепленными и цельноповортным килями, верхние из них выполнены складывающимися в направлении от оси симметрии; и оснащен толкающими спаренными винтами, имеющими взаимно противоположное вращение и возможность свободного их поворота вниз между плоских балок и установленными на конце продолговатой фюзеляжной задней гондолы, вынесенной за соответствующую кромку транспортного отсека-центроплана и смонтированной над и в задней части последнего на пилоне, расположенном по оси симметрии, что обеспечит возможность преобразования его полетной конфигурации с самолета, имеющего движительную систему, в которой плоскости вращения лопастей передних и задних консольных и спаренных винтов при создании ими горизонтальной тяги вынесены за салон несущего фюзеляжа как в винтокрыл с максимальным взлетным весом, выполняющим короткий взлет и посадку, при котором от горизонтального положения отклоняются на углы 65° вверх и вниз соответственно валы редукторов передних и задних консольных винтов, а поворотные валы редукторов задних спаренных винтов остаются в горизонтальном положении, первые из которых создают подъемно-маршевую тягу, а последние - маршевую тягу, так и в вертолет с разновеликими несущими винтами, имеющий два задних консольных и спаренных винта меньшего диаметра и два передних консольных винта большего диаметра, но и обратно, при этом плоскости вращения лопастей передних винтов при создании ими вертикальной тяги размещены с возможностью их вращения без обдува консолей крыла, диаметры передних и задних винтов определяются из соотношения D = d × 1,5 , м (где D и d - диаметры передних и задних винтов соответственно); пилотская закрытая кабина, смонтированная в верхней части носка транспортного отсека-центроплана, имеющего переднюю кромку с углом стреловидности, повторяющим угол стреловидности передней кромки крыла, консоли которого выполнены до и после крыльевых гондол соответственно с положительным и отрицательным углами поперечного V, позволяющими увеличить и высоту установки крыльевых гондол на изломах крыла, и диаметры передних винтов; система трансмиссии, передающая взлетную мощность двигателей между передними и задними винтами, обеспечивающими на самолетных режимах полета интенсивное обтекание верхней поверхности крыла и транспортного отсека-центроплана воздушным потоком от передней и задней групп винтов, консольные из которых как передние, так и задние винты имеют их вращение с набеганием по направлению к бокам соответствующих частей несущего фюзеляжа на самолетных и вертолетных режимах полета соответственно как нижней и дальней лопастей от передней кромки крыла, так верхней и дальней лопастей от задней кромки крыла соответствующего винта, и имеющая в крыльевых гондолах наряду с двумя Т-образными в плане левым и правым консольными редукторами, снабжена по оси симметрии Т-образным в плане главным редуктором, связанным продольным и поперечным левым и правым валами соответственно с редуктором спаренных винтов и соответствующим Т-образным в плане консольным редуктором, и приводимым, по меньшей мере, двумя двигателями, левый и правый из которых имеют для отбора мощности передний вывод вала с Г-образной в плане синхронизирующей системой валов и муфтой сцепления, смонтирован в соответствующей мотогондоле, снабжен выхлопным коллектором направленным к нижней поверхности соответствующей разнесенной плоской балки, и размещен вдоль продольной оси последней; четырехопорное велосипедной схемы колесное шасси, каждая левая и правая пара опор которого, имеющая переднюю с колесом и с двумя колесами заднюю опоры, установлена по соответствующим бокам несущего фюзеляжа, имеющего в задней части по обе стороны от оси симметрии два грузовых люка, каждый из которых имеет одну секцию, открывающуюся вверх, а другую вниз, образуя наклонную трап-рампу, каждая задняя опора с тандемным расположением колес, размещенная от вертикали через центр масс к корме под углом выноса ее колес γ=35°, установлена от передней опоры с продольной базой шасси, повышающей путевую и стояночную устойчивости в самолетной и вертолетной взлетно-посадочной конфигурации, обеспечивающей угол опрокидывания φ=12° и нагрузку на передние и задние опоры шасси соответственно 1 3 и 2 3 статической силы его тяжести.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции вертолетов. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. .

Изобретение относится к области авиации, в частности, к комбинированным вертолетам. .
Изобретение относится к авиации, в частности к конструкции комбинированных винтокрылых летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции легких конвертопланов и беспилотных винтокрылов. .

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к винтокрылым летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. .
Изобретение относится к области создания крылатых летательных аппаратов, обладающих как дозвуковыми, так и сверхзвуковыми скоростями. .

Изобретение относится к летательным аппаратам тяжелее воздуха, в частности к винтокрылам, вертолетам. .

Изобретение относится к комбинированному летательному аппарату. .

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции дистанционно пилотируемых вертолетов-самолетов, совмещающих особенности вертолетов и самолетов.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный двухфюзеляжный вертолет-самолет представляет собой моноплан с передним горизонтальным оперением, содержащий двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла на гондолах, короткий фюзеляж, двигатель, передающий крутящий момент через систему валов трансмиссии на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу. Вертолет-самолет выполнен по конструктивно-силовой двухфюзеляжной схеме и концепции тандемного расположения разновеликих поворотных винтов по схеме 1+2. Плоскость вращения лопастей переднего большего винта при создании им вертикальной тяги расположена в межфюзеляжном пространстве, ограниченном внутренними бортами фюзеляжей, задней и передней кромками. Система трансмиссии включает кормовые редукторы двух меньших поворотных винтов и центральный Т-образный в плане главный редуктор. Достигается повышение весовой отдачи и улучшение взлетно-посадочных характеристик при коротком взлете и посадке. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Скоростной винтокрыл содержит фюзеляж с хвостовой балкой и килем, две консоли крыла и два несущих винта, расположенных на консолях крыла и установленных с перекрытием, при этом несущие винты выполнены жесткими. Силовая установка состоит из двух газотурбинных двигателей, которые встроены в корневую часть консолей крыла. На киле спереди установлен тяговый винт, предназначенный для создания дополнительной пропульсивной силы, и выполнено горизонтальное оперение, причем ось тягового винта расположена в плоскости горизонтального оперения. Два газотурбинных двигателя соединены через элементы трансмиссии: концевые редукторы, трансмиссионные валы и синхронизирующий редуктор - с несущими винтами и через синхронизирующий редуктор, хвостовой трансмиссионный вал, промежуточный редуктор, трансмиссионный вал и концевой редуктор - с тяговым винтом, причем промежуточный редуктор со стороны хвостового трансмиссионного вала снабжен муфтой сцепления-расцепления. Силовая установка может содержать третий газотурбинный двигатель, установленный в хвостовой балке. Повышается транспортная эффективность винтокрыла. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к системам автоматического управления полетом. Устройство (10) автоматического пилотирования летательного аппарата (1) с несущим винтом, содержащего, по меньшей мере, один толкающий винт (2), при этом упомянутый несущий винт содержит, по меньшей мере, один винт (3), оборудованный множеством лопастей (3'), содержит блок (15) обработки, взаимодействующий, по меньшей мере, с общей цепью (7) управления общим шагом упомянутых лопастей (3'). Устройство (10) содержит средство (20) запуска режима автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки, соединенное с блоком (15) обработки. Блок (15) обработки автоматически управляет общим шагом лопастей (3'), когда режим автоматизированного пилотирования с выдерживанием угла атаки включен, контролируя упомянутую общую цепь управления для поддержания аэродинамического угла атаки (α) летательного аппарата в значении опорного угла атаки (α*). Достигается снижение до минимума аэродинамического лобового сопротивления летательного аппарата. 3 н. и 16 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям гибридных летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2), вращающуюся несущую поверхность (10), оснащенную двумя несущими винтами (12) противоположного вращения, расположенными тандемом над упомянутым фюзеляжем (2), по меньшей мере, один движитель (20) и моторную группу (30). Каждый движитель (20) удерживается задней частью (3) фюзеляжа. Летательный аппарат (1) содержит систему объединения (40), постоянно соединяющую моторную группу (30) с вращающейся несущей поверхностью (10), за исключением случаев отказа и тренировки. Летательный аппарат (1) содержит дифференциальное средство контроля (50) циклического шага лопастей несущих винтов (12) для контроля по рысканию летательного аппарата (1) и средства запрета (60) каждого движителя (20). Моторная группа содержит винтомоторный орган, включающий в себя тепловой двигатель и движитель. Средство регулирования (70) скорости вращения (Ω) несущих винтов поддерживает скорость вращения каждого несущего винта равной (Ω1) до первой воздушной скорости (V1) летательного аппарата (1) и далее снижает эту скорость вращения (Ω) по линейному закону в зависимости от воздушной скорости летательного аппарата. Достигается увеличение скорости и дальности полета. 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных вертолетов. Скоростной турбоэлектрический вертолет содержит трехвинтовую ярусную схему с двумя винтами в кольцевых каналах на поворотных консолях крыла и над ними на пилоне несущий винт, газотурбинные двигатели, передающие крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущий и тянущие винты в кольцевых каналах, газовые струйные рули путевого и продольного управления. Вертолет снабжен возможностью преобразования полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами в одновинтовой с несущим винтом большего и толкающими винтами меньшего диаметра и в крылатый автожир, имеющий раздельные движительную систему с толкающими винтами и несущие системы, включающие соответственно несущий винт и низкорасположенное крыло малого удлинения с пилообразной задней кромкой. Консоли крыла могут поворачиваться на угол от 0º до 100º, а кольцевые каналы, смонтированные на концах крыла, имеют возможность поворота относительно соответствующей консоли крыла на угол αкр=±15°. Силовая установка выполнена по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода. Достигается уменьшение потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшение путевой и продольной управляемости. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Многовинтовой тяжелый конвертовинтокрыл выполнен в виде высокорасположенного моноплана, имеющего на консолях крыла винты в поворотных кольцевых каналах, фюзеляж с шарнирно установленными двумя силовыми балками ромбовидной в плане качалки, имеющей возможность отклонения ее балок в продольной плоскости и снабженной на противоположных ее вершинах несущими винтами на пилонах. Винты связаны валами трансмиссии с двигателями силовой установки, смонтированными в корневой части крыла. Винтокрыл имеет хвостовое оперение с цельноповоротным стабилизатором, трехстоечное убирающееся колесное шасси, крыло, выполненное в виде комбинации из двух с близким расположением друг к другу крыльев, смонтированных уступом. Переднее крыло выше заднего при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки. Межгондольные секции переднего и заднего крыльев снабжены предкрылком и закрылком и смонтированы так, что между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла, имеющего 45% площади переднего крыла, располагается узкая щель, равная 2,5% хорды переднего крыла при расстоянии между средними линиями профиля переднего и заднего крыльев, равном 30% хорды заднего крыла. Достигается повышение показателей транспортной и топливной эффективности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит фюзеляж (2), двигательную установку (10), вращающуюся несущую поверхность (15), снабженную, по меньшей мере, одним несущим винтом (16), крыло (20), содержащее два полукрыла (21, 22), простирающиеся с одной и другой стороны фюзеляжа (2), два тяговых воздушных винта (30), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа и размещенные каждый на полукрыле (21, 22). Летальный аппарат (1) также содержит хвостовой винт (35) для компенсации реактивного момента и контроля по рысканию. Система (40) трансмиссии связывает двигательную установку (10) с каждым несущим винтом (16), хвостовым винтом (35) и каждым воздушным винтом (30) посредством дифференциального механизма (50), управляемым так, чтобы каждый воздушный винт (30) мог быть приведен во вращение в крейсерском полете и не мог быть приведен во вращение двигательной установкой (10) на земле и при висении. Достигается улучшение управляемости летательным аппаратом в режиме висения и повышается безопасность обслуживающего персонала и пассажиров летательного аппарата на земле. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления гибридными вертолетами. Способ регулирования скорости движения гибридного вертолета, содержащего, по меньшей мере, один несущий винт и один движительный воздушный винт, снабженный совокупностью лопастей с изменяемым шагом, приводимые во вращение, по меньшей мере, одним двигателем, включает пилотируемый процесс, в котором выработку команд управления заданным значением среднего шага лопастей движительного воздушного винта генерируют при помощи ручного органа управления в зависимости от мощности, потребляемой этим винтом, и корректирующего процесса, в котором команды пилотирования корректируют с учетом, по меньшей мере, одного ограничительного параметра регулирования, связанного со свойствами прочности гибридного вертолета. Команды пилотирования касаются заданного значения воздушной скорости, а корректирующий процесс применяют на основании заданных значений воздушной скорости согласно, по меньшей мере, первому режиму коррекции, в котором команды пилотирования корректируют согласно первому закону, учитывающему заданную потребляемую мощность, соответствующую заданному значению воздушной скорости. Достигается повышение эффективности управления гибридным вертолетом в оптимизированных условиях безопасности. 12 з.п. ф-лы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Скоростной винтокрыл содержит фюзеляж с крылом и хвостовой балкой, несущий и рулевой винты с силовой установкой и два дополнительных воздушных винта, установленных на консолях крыла и снабженных каждый своим двигателем. Каждый дополнительный воздушный винт со своим электрическим двигателем установлен в кольцевом корпусе, расположенном в сквозном отверстии в консоли крыла, и установлен с возможностью поворота для установки оси воздушного винта вертикально или «по полету», в соответствии с выбранным режимом полета. При этом консоли крыла выполнены с поворотными концевыми частями, установленными с возможностью опускания и подъема в исходное положение. Привод поворота каждого дополнительного воздушного винта и поворота концевой части консоли крыла включает установленные в полости консоли электрический двигатель, редуктор, выходной вал которого жестко связан с кольцевым корпусом дополнительного воздушного винта, промежуточный редуктор, входной вал которого жестко связан с кольцевым корпусом дополнительного воздушного винта, а выходной вал, через муфту сцепления-расцепления, связан с механизмом поворота концевой части консоли крыла. Достигается упрощение управления скоростным винтокрылом при переходе из режима взлет-висение-посадка в режим скоростного горизонтального полета и обратно. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям силовых установок комбинированных летательных аппаратов. Электромеханическая силовая установка воздушного судна состоит из группы винтов с приводом каждого во вращательное движение через редуктор от электродвигателей, питающихся от электроэнергетической установки большой мощности с одним приводным двигателем внутреннего сгорания. Силовая установка выполнена с возможностью зарядки аккумуляторов и питания электродвигателей маршевых винтов от генераторов, работающих от вращающихся в режиме авторотации горизонтальных воздушных винтов при набегающем скоростном воздушном потоке. Достигается повышение безопасности полетов, снижение затрат на производство и эксплуатацию авиационной техники. 6 ил.
Наверх