Беспилотный преобразуемый скоростной вертолет

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный преобразуемый скоростной вертолет (БПСВ) снабжен системой распределенной тяги разновеликих винтов по схеме X2+1, имеющей разновеликие перекрещивающиеся несущие винты, установленные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад по оси симметрии, и один толкающий задний поворотный винт. БПСВ имеет возможность преобразования полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию трехвинтового винтокрыла с двухвинтовой движительно-несущей продольной системой и с маршевым задним толкающим винтом. Толкающий винт смонтирован за трапециевидным вертикальным оперением и стреловидным стабилизатором, размах спрямленного участка задней кромки и концевые части которого больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают верхними и нижними частями стреловидных киль-шайб подход к нему с обеих сторон. Достигается увеличение полезной нагрузки, весовой отдачи, улучшение поперечной и продольной управляемости, повышение скорости. 1 табл., 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных преобразуемых скоростных вертолетов, снабженных системой распределенной тяги разновеликих винтов по схеме X2+1, имеющей размещенные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа два несущих перекрещивающихся - больший и меньший из них, но и один на конце тонкой хвостовой балки с изменяемым вектором тяги задний толкающий поворотный винт, обеспечивающий вертикальную, наклонную и маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).

Известен скоростной вертолет модели Lockheed AH-56 «Cheyenne» (США), выполненный по одновинтовой несущей схеме с четырехлопастными несущим и рулевым винтами, имеет на верхней части фюзеляжа турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии как на несущий винт и на конце горизонтального оперения хвостовой рулевой винт, так и на конце хвостовой балки трехлопастной толкающий винт, вертикальное оперение, смонтированное под хвостовой балкой, оснащенное на конце килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного колесного шасси, снабженного и главными боковыми опорами с передними колесами, убирающимися в боковые обтекатели низкорасположенного крыла умеренного размаха.

Признаки, совпадающие - наличие крыла, хвостового оперения и одного турбовального двигателя мощностью 3435 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность как четырехлопастным несущему (D=15,56 м) и рулевому (d=3,04 м) винтам, так и толкающему винту (d=3,04 м), обеспечивающими соответственно как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет. Несущий винт предназначен только для создания подъемной силы, поступательное движение в горизонтальной плоскости обеспечивает толкающий винт. Вращение несущего, рулевого и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при продолжительном времени висения иметь целевую нагрузку 1000 кг при взлетном его весе 8006 кг. Скоростной вертолет модели Lockheed AH-56A, имея максимальные скорости полета до 407 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7925 м, может применяться для эскортирования десантно-транспортных вертолетов.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с рулевым винтом, снабженный на конце хвостовой балки отдельным толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и большую паразитную массу, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что СУ включает один турбовальный двигатель и, тем самым, снижает надежность крейсерского полета при его отказе. Третья - это то, что в вертолете одновинтовой схемы имеют место непроизводительные средние затраты 12-16% мощности СУ на привод рулевого винта, необходимость длиной хвостовой балки, агрегатов хвостовой трансмиссии и опасность, создаваемая рулевым винтом, смонтированным на конце горизонтального оперения, для наземного персонала. Четвертая - это то, что вес рулевого и толкающего винтов вместе с хвостовой балкой и агрегатами трансмиссии составляет до 18% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Пятая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет эффективно использовать его для продольно-поперечного управления. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и дальности действия, а также показателей транспортной и топливной эффективности.

Известен экспериментальный скоростной вертолет "Sikorsky X2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими и задним толкающим винтами, имеет силовую установку с турбовальным двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным двухкилевым оперением, смонтированным на консолях горизонтального оперения, трехопорное убирающееся колесное шасси, с кормовой вспомогательной и главными боковыми опорами.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1340 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим винтам диаметром 8,05 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 1,66 м, обеспечивающим как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет. Вращение несущих соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при непродолжительном времени висения достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 3600 кг. Скоростной вертолет "Sikorsky X2", имея крейсерскую скорость полета до 463 км/ч, дальность полета до 1300 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 5…6 человек.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что вес заднего винта вместе с двухкилевым оперением и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеет место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. 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, но и выполнения технологии КВП.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "K-MAX" компании «Kaman Aerospace» (США), выполненный по двухвинтовой несущей схеме, содержит на верхней части фюзеляжа турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор на двухлопастные поперечные винты, смонтированные на близко расположенных валах, наклоненных наружу на углы 15° от плоскости симметрии и закрытых обтекателями, вертикальное оперение, имеющее на конце стабилизатора киль-шайбы, и трехопорное колесное шасси.

Признаки, совпадающие - вертолет, имеющий два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях и расположенных со значительным перекрытием с небольшим наклоном осей вращения от вертикали. Наклон осей вращения двухлопастных винтов в поперечной плоскости наружу и синхронизация их вращения обеспечивает безопасное прохождение лопастей одного несущего винта над втулкой другого. Втулки несущих винтов имеют упрощенную конструкцию с общим горизонтальным шарниром. Турбовальный двигатель Lycoming T53-L-17A мощностью 1350 л.с. установлен сверху фюзеляжа, между несущими винтами за главным редуктором. Трансмиссия включает главный редуктор, от которого обеспечивается привод обоих перекрещивающихся несущих винтов. Беспилотный вертолет модели "K-MAX", имеющий диаметр несущих винтов: 14,73 м, длину фюзеляжа: 12,73 м, высоту: 4,14 м, взлетный вес: 5443 кг при весе пустого: 2334 кг, максимальную/крейсерскую скорость полета: 193/185 км/ч, практический потолок: 7010 м и дальность полета: 494 км, может использоваться в специальной авиации как «летающий кран» для транспортировки грузов (массой до 2404 кг при массе топлива 705 кг) на внешней подвеске.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что управление по тангажу и крену вертолета с перекрещивающимися несущими винтами обеспечивается путем изменения циклического шага лопастей, что создает неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования, особенно когда лопасти несущих винтов наклоняются в точках перекрещивания вперед или назад, влево или вправо одновременно. Путевое управление осуществляется путем изменения дифференциального общего их шага. Вторая - это то, что в вертолете с перекрещивающимися несущими винтами имеет место большая масса хвостовой балки и хвостового оперения с развитым вертикальным оперением и стабилизатором с концевыми дополнительными киль-шабами, что увеличивает массу планера и, как следствие, предопределяет малую весовую отдачу. Третья - это то, что хвостовое оперение не имеют поверхностей управления по крену, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов, что ограничивает стабильность поперечно-продольной управляемости. Четвертая - это то, что в вертолете двухвинтовой поперечной схемы из-за перекрещивания плоскостей вращения несущих винтов, а значит, сложения подъемных сил в месте их перекрещивания, возникает момент кабрирования, то есть подъема носовой части, а его однодвигательная СУ уменьшает и безопасность. Кроме того, перекрещивающиеся несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы 15° от плоскости симметрии в каждую сторону и на 5° вперед по полету, что не полностью компенсирует реактивные моменты несущих винтов в этой схеме на главном редукторе вертолета. Поэтому незначительные моменты по тангажу и курсу компенсируются рулями высоты и системой управления. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, но и показателей транспортной и топливной эффективности, а также выполнения технологии КВП.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "K-MAX" увеличения полезной нагрузки, повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшения поперечной и продольной управляемости, повышения скорости, высоты и дальности полета, а также показателей транспортной эффективности, но и выполнения технологии КВП, особенно КВВП.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "K-MAX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он содержит главные разнесенные опоры с задними колесами в каплеобразных при виде сверху обтекателях, смонтированных на концевых стреловидных шайбах, загибающихся вниз по дуге небольшого радиуса, образующих при виде спереди П-образную конфигурацию с низкорасположенным стреловидным крылом, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) в продольной схеме РТРВ-X2+1, имеющей размещенные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа два перекрещивающихся несущих винта и один толкающий задний винт, при этом разновеликие несущие винты - большой и меньший из них, размещенные на верхней части пилона при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно вперед и назад по оси симметрии на углы 12,5° от вертикали, проходящей через центр масс, а задний поворотный винт движительно-несущей системы с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки, выполненный с возможностью изменения в вертикальной продольной плоскости вектора его тяги, при этом перекрещивающиеся несущие винты - больший и меньший с задним поворотным винтом, размещенные соответственно в направлении полета спереди и сзади от центра масс, имеют на вертолетных режимах полета расстояния от вертикальных составляющих их тяги до центра масс, соответственно меньшие и большее, величины которых определяются из соотношения: , кгс·м, (где Tб, Tм и tз - вертикальные составляющие тяги большего, меньшего и заднего соответственно перекрещивающейся и поворотной групп несущих винтов, кгс; , и Lз - меньшие и большее расстояния от вертикальных составляющих тяги большего, меньшего и заднего соответственно перекрещивающейся и поворотной групп несущих винтов до центра масс, м), причем в перекрещивающейся несущей схеме больший и меньший из них винты, располагающие диаметрами, определяемыми из соотношения: d=0,7065×D, м (где D и d - диаметры большего и меньшего несущих винтов в перекрещивающейся их группе соответственно), и имеющие возможность свободного их вращения соответственно как в носовой, так и в кормовой части фюзеляжа, выполнены с полужестким креплением лопастей соответственно как без, так и с изменением циклического его шага, при этом между разновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в перекрещивающейся группе винтов, но и одинакового их вращения между разновеликими несущими винтами - меньшим и задним соответственно, перекрещивающейся и поворотной групп винтов, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно между винтами - большим и меньшим, но и против часовой стрелки между задним и меньшим соответственно поворотной и перекрещивающейся групп винтов, последние из которых размещены в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно и по оси симметрии, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно стреловидных крыла и стабилизатора, которые имеют по всему размаху их консолей соответственно закрылки с флапперонами и рули высоты, уменьшающие при их максимальном отклонении общие потери на 11% в вертикальной тяге соответствующей группы винтов, но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию трехвинтового винтокрыла с двухвинтовой движительно-несущей продольной системой для создания как подъемной силы совместно с крылом и пропульсивной тяги совместно с маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой задним толкающим винтом, смонтированным за трапециевидным вертикальным оперением и стреловидным стабилизатором, размах спрямленного участка задней кромки и концевые части которого соответственно больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают верхними и нижними частями его стреловидных киль-шайб подход к нему с обеих сторон, так и соответствующими винтами - большим и меньшим, перекрещивающейся группы при косой их обдувке соответственно наклонной и пропульсивной тяги, но и маршевой тяги для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся с отклоненными вперед и назад по полету несущими винтами соответственно на режиме, близком к их самовращению и созданию пропульсивной и маршевой тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 50% или 70% от взлетной мощности силовой установки, 30% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на задний толкающий винт, а остальные из 50% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущие винты перекрещивающейся группы, но и обратно, причем в трехвинтовой продольной несущей схеме при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки, перераспределяемая главным и промежуточным редукторами соответственно на задний поворотный винт и на два перекрещивающихся из них винта соответственно 20% и 80% располагаемой взлетной ее мощности, а 80% мощности из которых, передаваемых соответственно на больший и меньший винты в перекрещивающейся их группе, каждый из которых получает через промежуточный редуктор мощность, распределяемую поровну между ними, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбодизельных двигателей (ТДД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к перекрещивающейся и поворотной группам винтов посредством соответствующего Г-образного в плоскости симметрии промежуточного редуктора, входной вал которого связан продольным валом с верхним уровнем выходного вала главного редуктора, имеющего и кормовой выходной вал толкающего винта, снабженный перед последним удлиненным валом с узлом поворота, создающим вертикальную и соответствующим отклонением маршевую тягу для горизонтального полета, и выполненного в плоскости симметрии Т-образной конфигурации, входные валы нижнего уровня которого, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТДД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки соответственно с работающим толкающим винтом и при режиме, близком к самовращению несущих винтов перекрещивающейся группы или с тремя авторотирующими несущими винтами, при этом отклонение закрылок и флапперонов на крыле выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующими несущими винтами.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить беспилотный преобразуемый скоростной вертолет (БПСВ), который содержит главные разнесенные опоры с задними колесами в каплеобразных при виде сверху обтекателях, смонтированных на концевых стреловидных шайбах, загибающихся вниз по дуге небольшого радиуса, образующих при виде спереди П-образную конфигурацию с низкорасположенным стреловидным крылом, и выполнен по трехвинтовой продольной несущей схеме РТРВ-X2+1, имеющей разновеликие перекрещивающиеся несущие винты - больший и меньший из них, установленные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа, смонтированы при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад по оси симметрии и один толкающий задний поворотный винт. При этом, учитывая то, что оси вращения большего и меньшего несущих винтов, отклоненные от вертикальной оси промежуточного редуктора вперед и назад по направлению полета, размещены по отношению к центру масс таким образом, что вертикальные составляющие тяги каждого из них проходят соответственно спереди и через центр масс, а толкающий винт движительно-несущей системы с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки, выполненный с возможностью изменения в вертикальной плоскости вектора его тяги, размещен сзади от центра масс. БПСВ снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию трехвинтового винтокрыла с двухвинтовой движительно-несущей продольной системой для создания как подъемной силы совместно с крылом и пропульсивной тяги совместно с маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой задним толкающим винтом, смонтированным за трапециевидным вертикальным оперением и стреловидным стабилизатором, размах спрямленного участка задней кромки и концевые части которого соответственно больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают верхними и нижними частями его стреловидных киль-шайб подход к нему с обеих сторон, так и соответствующими винтами - большим и меньшим, перекрещивающейся группы при косой их обдувке соответственно наклонной и пропульсивной тяги, но и маршевой тяги для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся с отклоненными вперед и назад по полету несущими винтами соответственно на режиме, близком к их самовращению и созданию пропульсивной и маршевой тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 50% или 70% от взлетной мощности силовой установки, 30% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на задний толкающий винт, а остальные из 50% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущие винты перекрещивающейся группы, но и обратно. При этом в несущей продольной схеме при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки, перераспределяемая главным и промежуточным редукторами соответственно на задний поворотный и перекрещивающееся винты - больший с меньшим из них соответственно 20% и 80% располагаемой взлетной ее мощности, а 80% мощности из которых, передаваемых соответственно на больший и меньший винты в перекрещивающейся их группе, каждый из которых получает через промежуточный редуктор мощность, распределяемую поровну между ними. Система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности от двух ТДД, расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к перекрещивающейся и поворотной группе винтов посредством соответствующего Г-образного в плоскости симметрии промежуточного редуктора, входной вал которого связан продольным валом с верхним уровнем выходного вала главного редуктора, имеющего и кормовой выходной вал толкающего винта, снабженный перед последним удлиненным валом с узлом поворота, создающим вертикальную и соответствующим отклонением маршевую тягу для горизонтального полета, и выполненного в плоскости симметрии Т-образной конфигурации, входные валы нижнего уровня которого, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТДД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки с тремя авторотирующими несущими винтами. При авторотации или на режиме, близком к самовращению несущих винтов, срыв потока на перекрещивающихся их лопастях отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме горизонтального скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 450 или 420 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность, высоту и дальность полета многоцелевого БПСВ с перекрещивающимися несущими разновеликими винтами в схеме РТРВ-X2+1, являющейся наиболее эффективной трехвинтовой схемой при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она обеспечивает уменьшение расхода мощности, массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит также увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить безопасность, транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете, особенно многоцелевого БПСВ с двухдвигательной дизельной его СУ.

Предлагаемое изобретение БПСВ с разновеликими перекрещивающимися несущими винтами и задним толкающим поворотным винтом, позволяющим с низкорасположенным стреловидным крылом при крейсерском скоростном полете снизить нагрузку на несущие двухлопастные винты, иллюстрируется общими видами на фиг. 1.

На фиг. 1 изображен многоцелевой БПСВ исполнения РТРВ-Х2+1, имеющего на вертикальном пилоне два несущих разновеликих перекрещивающихся двухлопастных винта соответственно большего и меньшего диаметра и один толкающий поворотный винт с задним его расположением на конце тонкой хвостовой балки на общих видах сверху и сбоку соответственно а) и б) для различных вариантов его использования:

а) в полетной конфигурации вертолета трехвинтовой несущей схемы, включающей задний поворотный винт в продольной системе РТРВ-X2+1, несущие перекрещивающиеся винты которой при виде сверху имеют вращение по часовой стрелке и против соответственно между большим и меньшим ее винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно и по оси симметрии;

б) в полетной конфигурации трехвинтового винтокрыла с двухвинтовой движительно-несущей продольной системой для создания подъемной силы совместно с крылом и пропульсивной тяги совместно с маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой задним толкающим винтом при скоростном горизонтальном его полете.

Многоцелевой БПСВ, представленный на фиг. 1, выполнен по трехвинтовой продольной схеме РТРВ-X2+1, содержит фюзеляж 1 и умеренного удлинения низкорасположенное стреловидное крыло 2 (см. фиг. 1а), имеющее по всему размаху закрылки 3 и флаппероны 4, но и концевые обтекатели 5 главного колесного шасси 6, оснащенного передней стойкой с колесом 7, выполненные каплевидной формы в плане и смонтированные на подкрыльных концевых стреловидных шайбах 8. При этом трапециевидное вертикальное оперение 9 содержит руль направления 10, а на конце тонкой хвостовой балки фюзеляжа 1 смонтирован задний толкающий поворотный винт 11 движительно-несущей системы (см. фиг. 1б). Стреловидный стабилизатор 12, имеющий по всему размаху рули высоты 13, обеспечивает спрямленным участком задней его кромки свободное вращение заднего поворотного винта 11 и ограничивает концевыми его частями со стреловидными киль-шайбами 14 подход с обеих сторон к нему, что повышает безопасность обслуживающего персонала на земле. Несущая система размещена в продольной схеме РТРВ-X2+1, имеющей разновеликие несущие винты большой 15 и меньший 16 из них на пилоне 17, установленные при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах в обтекателях 18 промежуточного редуктора, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад по оси симметрии и задний толкающий поворотный винт 11. Пилон 17 выполнен в виде каплевидной формы в плане. Во время аварийной посадки на режиме авторотации трех несущих винтов перекрещивающейся 15-16 и задней поворотной 11 группы для разгрузки крыла 2 его закрылки 3 и флаппероны 4 автоматически отклоняются на углы 40° и 20° соответственно, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 75° и 47°. Промежуточный редуктор разнесен от носовой части фюзеляжа 1 и вертикального оперения 9 по оси симметрии на расстоянии, обеспечивающем при этом свободное вращение как большего 15, так и меньшего 16 перекрещивающихся винтов (см. фиг. 1б), выполненных с полужестким креплением лопастей соответственно как без, так и с изменением циклического их шага. При этом для управления креном и маневрирования на низких скоростях полета этого вполне достаточно - ведь несущие винты 15 и 16, вращающиеся на режиме, близком к самовращению, не участвуют в создании ощутимой (почти 5,6%) горизонтальной тяги в крейсерском полете. Кроме того, крыло 2 и толкающий винт 11 позволяют снизить нагрузку на несущие винты 15-16, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них наравне с винтом 16, компенсирующим автоматом перекоса эту разницу, циклически уменьшая угол атаки лопастей данного винта на наступающей стороне и увеличивая на отступающей. На вертолетных режимах полета в несущей системе между разновеликими винтами, имеющими от трех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в перекрещивающей группе винтов 15 и 16, но и одинакового их вращения между разновеликими винтами - меньшим 16 и задним 11 соответственно, перекрещивающейся и поворотной групп винтов (см. фиг. 1а). Имеется дублированная стабилизирующая система, обеспечивающая на режиме висения и на переходных режимах полета стабилизацию продольного и поперечного положения БПСВ и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, но и демпфирования рыскания и изменения высоты полета.

Дизельная СУ, расположенная в моторном отсеке 19, имеющем два ТДД, выполненные для отбора их взлетной их мощности с передним выводом вала. Каждый из последних, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода и сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем ТДД, так как все несущие винты 15-16 и задний толкающий поворотный винт 11 имеют независимые приводы. При этом система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение их мощности при переходе в режим крейсерского полета с несущих винтов 15-16 на задний толкающий винт 11 (на несущие винты при переходных режимах полета подается 20% крутящего момента, допускаются режимы как близкий к их самовращению, так и их авторотация для аварийной посадки), но и уменьшение подводимой мощности от двигателей со 100% до 50% располагаемой взлетной мощности СУ, 30% из которой будет достаточно для привода толкающего винта 11 при скоростном полете. Последнее предопределяет и существенно меньший расход топлива и, следовательно, большой радиус действия БПСВ. Передача взлетной мощности от двух ТДД к перекрещивающейся 15-16 и поворотной 11 группам несущих винтов обеспечивается посредством соответствующего Г-образного в плоскости симметрии промежуточного редуктора, входной вал которого связан продольным валом с верхним уровнем выходных валов многопоточного Т-образного в плоскости симметрии главного редуктора, имеющего как входные валы нижнего уровня, которые расположены по обе стороны от оси симметрии и связаны с ТДД, так и кормовой выходной вал для передачи крутящего момента на толкающий винт 11, снабженный перед последним узлом поворота (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное колесное шасси, главные боковые опоры с неубирающимися колесами 6 смонтированы в подкрыльных обтекателях 5 крыла 2, вспомогательная убирающаяся опора с колесом 7 - в переднюю часть фюзеляжа 1.

Управление многоцелевым БПСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага перекрещивающейся 15-16 и поворотной 11 групп несущих винтов, а также и изменением циклического шага несущего меньшего 16 винта, но и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 4, руля направления 10 и рулей высоты 13, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и несущими винтами перекрещивающейся 15-16 их группы, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно задним толкающим винтом 11 и несущими винтами перекрещивающейся 15-16 их группы, на режиме висения только тремя несущими винтами 15-16 и 11, на режиме перехода - крылом 2 с несущими винтами 15-16 и 11. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 3 и флаппероны 4 крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие винты 15-16 и 11. После создания необходимой подъемной тяги несущими винтами 15-16 и 11 обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета трехвинтовой несущей схемы реактивные моменты с учетом отклонения по оси симметрии осей вращения несущих винтов 15-16 и 11 соответственно вперед-назад и только назад по полету компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения между перекрещивающимися винтами - большим 15 и меньшим 16, но и одинакового - последнего с винтом 11 (см. фиг. 1a).

При висении на вертолетных режимах полета продольное управление БПСВ осуществляется изменением шага винтов переднего большего 15 и заднего поворотного 11 (см. фиг. 1а). Путевое управление при висении с декомпенсацией реактивного момента обеспечивается дифференциальным отклонением лопастей также большего 15 и меньшего 16 с задним поворотным 11 при повышении эффективности всех несущих винтов. Поперечное управление обеспечивается изменением циклического шага меньшего 16 несущего винта, осуществляющего поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов других групп. Отсутствие при висении перекрытия перекрещивающейся 15-16 с поворотной 11 группой несущих винтов также снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются закрылки 3 и флаппероны 4 крыла 2 и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих винтов 15-16 на задний толкающий винт 11 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет БПСВ в полетной конфигурации трехвинтового винтокрыла, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 10 вертикального оперения 9. Продольное и поперечное управление БПСВ при горизонтальном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 13 и флапперонов 4 крыла 2 соответственно. При этом исключение от продольного и поперечного управления БПСВ, особенно поперечного его управления несущего винта 16 с изменением циклического его шага, не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на лопастях несущих винтов на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета 400-420 км/ч. На крейсерских режимах скоростного полета БПСВ при создании маршевой тяги задним толкающим винтом 11 и пропульсивной тяги его несущими винтами 15-16 соответственно поворотной и перекрещивающейся их групп имеют взаимно противоположное их вращения в перекрещивающейся 15-16 группе винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД этих винтов, обеспечивают более плавное обтекание крыла 2 и весьма повышают эффективность движительной системы и несущей группы винтов.

Таким образом, дизельный БПСВ, выполненный по трехвинтовой продольной несущей схеме РТРВ-X2+1, имеет разновеликие перекрещивающиеся несущие винты - больший и меньший из них, установленные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа, смонтированы при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад по оси симметрии и один толкающий задний поворотный винт. Многоцелевой БПСВ снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию трехвинтового винтокрыла, имеющего отклоненные вперед и назад по полету несущие винты движительно-несущей продольной системы, но и толкающий винт с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки за вертикальным оперением, создающие соответствующими винтами - большим и меньшим, при косой их обдувке соответственно наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского горизонтального полета. Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, так как подобная компоновка, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих двухлопастных винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением. Задний толкающий флюгерно-реверсивный поворотный винт, создающий маршевую горизонтальную тягу, обеспечивает необходимое повышение скорости горизонтального полета, но и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Низкорасположенное стреловидное крыло находится вблизи центра масс, создавая дополнительную подъемную силу, разгружают несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП, КВП и КВВП. Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения многоцелевых БПСВ и гибридных преобразуемых скоростных вертолетов (ГПСВ) для специальной и деловой авиации, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения многоцелевых БПСВ и ГПСВ, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая БПСВ-1,1 и ГПСВ-1,5 соответственно с двумя ТДД типа E-8 и E-12 австрийской фирмы DAI, что позволит реализовать реально высокие технико-экономические результаты (см. табл. 1).

Беспилотный преобразуемый скоростной вертолет, выполненный по двухвинтовой несущей схеме, имеет на верхней части фюзеляжа силовую установку, включающую турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор на двухлопастные поперечные винты, смонтированные на близко расположенных валах, закрытых обтекателями, содержит вертикальное оперение, имеющее на конце стабилизатора киль-шайбы, и трехопорное колесное шасси, отличающийся тем, что он содержит главные разнесенные опоры с задними колесами в каплеобразных при виде сверху обтекателях, смонтированных на концевых стреловидных шайбах, загибающихся вниз по дуге небольшого радиуса, образующих при виде спереди П-образную конфигурацию с низкорасположенным стреловидным крылом, и выполнен по концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) в продольной схеме РТРВ-Х2+1, имеющей размещенные на вертикальном пилоне в центральной части фюзеляжа два перекрещивающихся несущих винта и один толкающий задний винт, при этом разновеликие несущие винты - большой и меньший из них, размещенные на верхней части пилона при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах промежуточного редуктора, наклоненных соответственно вперед и назад по оси симметрии на углы 12,5° от вертикали, проходящей через центр масс, а задний поворотный винт движительно-несущей системы с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки, выполненный с возможностью изменения в вертикальной продольной плоскости вектора его тяги, при этом перекрещивающиеся несущие винты - больший и меньший с задним поворотным винтом, размещенные соответственно в направлении полета спереди и сзади от центра масс, имеют на вертолетных режимах полета расстояния от вертикальных составляющих их тяги до центра масс - соответственно меньшие и большее, величины которых определяются из соотношения: Т б × б = ( Т м × м ) + ( t з × L з ) , кгс·м, (где Тб, Тм и tз - вертикальные составляющие тяги большего, меньшего и заднего соответственно перекрещивающейся и поворотной групп несущих винтов, кгс; б , м и Lз - меньшие и большее расстояния от вертикальных составляющих тяги большего, меньшего и заднего соответственно перекрещивающейся и поворотной групп несущих винтов до центра масс, м), причем в перекрещивающейся несущей схеме больший и меньший из них винты, располагающие диаметрами, определяемыми из соотношения: d=0,7065×D, м (где D и d - диаметры большего и меньшего несущих винтов в перекрещивающейся их группе соответственно), и имеющие возможность свободного их вращения соответственно как в носовой, так и в кормовой части фюзеляжа, выполнены с полужестким креплением лопастей соответственно как без, так и с изменением циклического его шага, при этом между разновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в перекрещивающейся группе винтов, но и одинакового их вращения между разновеликими несущими винтами - меньшим и задним соответственно перекрещивающейся и поворотной групп винтов, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно между винтами - большим и меньшим, но и против часовой стрелки между задним и меньшим соответственно поворотной и перекрещивающейся групп винтов, последние из которых размещены в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно и по оси симметрии, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно стреловидных крыла и стабилизатора, которые имеют по всему размаху их консолей соответственно закрылки с флапперонами и рули высоты, уменьшающие при их максимальном отклонении общие потери на 11% в вертикальной тяге соответствующей группы винтов, но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию трехвинтового винтокрыла с двухвинтовой движительно-несущей продольной системой для создания как подъемной силы совместно с крылом и пропульсивной тяги совместно с маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой задним толкающим винтом, смонтированным за трапециевидным вертикальным оперением и стреловидным стабилизатором, размах спрямленного участка задней кромки и концевые части которого соответственно больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают верхними и нижними частями его стреловидных киль-шайб подход к нему с обеих сторон, так и соответствующими винтами - большим и меньшим перекрещивающейся группы при косой их обдувке соответственно наклонной и пропульсивной тяги, но и маршевой тяги для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся с отклоненными вперед и назад по полету несущими винтами соответственно на режиме, близком к их самовращению и созданию пропульсивной и маршевой тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 50% или 70% от взлетной мощности силовой установки, 30% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на задний толкающий винт, а остальные из 50% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущие винты перекрещивающейся группы, но и обратно, причем в трехвинтовой продольной несущей схеме при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки, перераспределяемая главным и промежуточным редукторами соответственно на задний поворотный винт и на два перекрещивающихся из них винта соответственно 20% и 80% располагаемой взлетной ее мощности, а 80% мощности из которых, передаваемых соответственно на больший и меньший винты в перекрещивающейся их группе, каждый из которых получает через промежуточный редуктор мощность, распределяемую поровну между ними, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбодизельных двигателей (ТДД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к перекрещивающейся и поворотной группам винтов посредством соответствующего Г-образного в плоскости симметрии промежуточного редуктора, входной вал которого связан продольным валом с верхним уровнем выходного вала главного редуктора, имеющего и кормовой выходной вал толкающего винта, снабженный перед последним удлиненным валом с узлом поворота, создающим вертикальную и соответствующим отклонением маршевую тягу для горизонтального полета, и выполненного в плоскости симметрии Т-образной конфигурации, входные валы нижнего уровня которого, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТДД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки соответственно с работающим толкающим винтом и при близком режиме к самовращению несущих винтов перекрещивающейся группы или с тремя авторотирующими несущими винтами, при этом отклонение закрылок и флапперонов на крыле выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующими несущими винтами.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов тяжелее воздуха. Летательный аппарат содержит два лопастных устройства, установленных на общем валу по разные стороны и на необходимом расстоянии от фюзеляжа, двигатель для привода лопастных устройств, фюзеляж для крепления и установки узлов, составляющих летательный аппарат с лопастными устройствами.

Изобретение относится к области авиастроения. Концевая часть крыла самолета содержит концевой участок каркаса с прикрепленным к нему держателем напорного сопла, соединенного с расположенным между верхней и плоской нижней аэродинамическими поверхностями крыла газоходом, по обе стороны от которого выполнен расположенный вертикально/наклонно сквозной канал для прохода воздуха.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям двигателей летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит двигатель, желоб с двумя массами М1, М2 на концах, сопряженный в центре с валом и планетарным редуктором.

Изобретение относится к области авиации и космонавтики, в частности к конструкциям летательных аппаратов. Устройство энергоприводной системы реактивного летательного аппарата для реализации автономного перманентного полета с получением энергии из окружающей среды содержит в вершине первого купола открывающиеся эжекторы-воздухозаборники.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА) вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит два лопастных движителя, нижний из которых выполнен тарелкообразной формы, а верхний - плоской или тарелкообразной формы.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан (1) содержит пару полукрыльев (3), по меньшей мере один первый винт (4), содержащий вал (6), который может вращаться вокруг первой оси (B) и поворачиваться вокруг второй оси (C) вместе с первой осью (B) относительно полукрыльев (3).

Самолет // 2588175
Изобретение относится к области самолетов вертикального взлета и посадки. Самолет вертикального взлета и посадки содержит кабину управления, фюзеляж с вертикально расположенным каналом, имеющим входное и выходное отверстия, хвостовое оперение, прикрепленные к фюзеляжу крылья с напорными соплами на концах, силовую установку и шасси.

Изообретение относится к конструкции движителей, работающих в воздушной и водной средах. Движитель выполнен в виде сплошного жесткого диска из металла или металлизированного пластика.

Вертолёт // 2583411
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит корпус, кабину управления, грузопассажирский салон, двигатель несущего винта, винт компенсации вращающего момента, маршевый двигатель, шасси.

Изобретение относится к области авиастроения, а именно к летательным аппаратам с вертикальным взлетом или посадкой. Аппарат содержит фюзеляж, двигатели, винты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых беспилотных скоростных вертолетов. Многовинтовой беспилотный скоростной вертолет (МБСВ) выполнен с перекрещивающимися двухлопастными винтами, имеет на верхней части фюзеляжа турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор на несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы 12,5° от вертикали вперед и назад и закрытых обтекателями.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям конвертируемых скоростных вертолетов. Легкий конвертируемый скоростной вертолет (ЛКСВ) выполнен по двухвинтовой несущей схеме, имеет в кормовой части фюзеляжа силовую установку, включающую два двигателя, передающих крутящий момент на задние толкающие винты и несущие передний и задний винты, смонтированные на соответствующих пилонах.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, силовую установку, предпочтительно из двух двигателей, обтекаемые горизонтальные балки, шасси, воздушный винт горизонтальной тяги, трансмиссию, а также вращающиеся в противоположных направлениях круглые крылья.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Комбинированный летательный аппарат содержит удлиненный фюзеляж, несущий винт с лопастями для создания подъемной силы и крыльевую часть, выступающую от каждой стороны фюзеляжа.

Вертолет содержит фюзеляж, несущий винт, рулевой винт с управлением общим и циклическим шагом, силовую установку, элементы трансмиссии и систему управления. Вал рулевого винта установлен под постоянным углом в горизонтальной плоскости вертолета в диапазоне 50-70 градусов относительно продольной оси вертолета, а механизм управления циклическим шагом рулевого винта выполнен в виде автомата перекоса с управлением по одному каналу с отклонением его кольца на угол, обеспечивающий дополнительное увеличение или уменьшение пропульсивной составляющей вектора тяги рулевого винта.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Скоростной комбинированный вертолет содержит фюзеляж, состоящий из передней, средней и хвостовой частей, хвостовое оперение, силовую установку, две консоли крыла, несущий винт, рулевой винт, толкающий винт в кольце, трансмиссию, содержащую главный редуктор, редуктор рулевого винта и хвостовой вал.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления летательными аппаратами. Способ управления летательным аппаратом (1), содержащим фюзеляж (2), несущий винт (3), тяговый винт (4) изменяемого шага, два полукрыла (11, 11'), расположенные с одной и другой стороны фюзеляжа (2), горизонтальное оперение (20), оборудованное подвижной поверхностью (21, 21'), силовую установку (5), приводящую во вращение несущий винт (3) и тяговый винт (4), включает определение заданного общего шага и заданного продольного циклического шага, чтобы привести упомянутый летательный аппарат (1) к точке оптимизированной работы упомянутого несущего винта (3) во время устойчивой фазы полета, сохраняя при этом задачу постоянного вертикального состояния, такого как постоянная вертикальная скорость или постоянный угол атаки, и задачу постоянного продольного пространственного положения, соответствующего упомянутой устойчивой фазе полета, регулируют подъемную силу упомянутых полукрыльев (11, 11'), действуя на аэродинамическое средство упомянутого летательного аппарата (1) таким образом, чтобы общий шаг упомянутых лопастей упомянутого несущего винта (3) был равен заданному общему шагу.

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.

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.
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.
Наверх