Скоростной комбинированный винтокрыл



 


Владельцы патента RU 2610326:

Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Скоростной комбинированный винтокрыл (СКВК) выполнен по одновинтовой несущей схеме с рулевым винтом, имеет силовую установку с одним двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, на тяговый и рулевой винты, установленные на концах соответственно удлиненного хвостового обтекателя и левой консоли стабилизатора Т-образного оперения. СКВК выполнен по схеме биплана и технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента. Несущий винт выполнен без управления циклическим шагом и с жестким креплением лопастей. На опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, закреплено стреловидное верхнее крыло, образующее с низкорасположенным прямым крылом обратной стреловидности (КОС) схему биплана. Достигается уменьшение потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшении поперечной и продольной управляемости. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных винтокрылов, имеющих одновинтовую схему, несущий винт которой обеспечивает только вертикальную тягу и смонтирован на вертикальной опоре, установленной от главного редуктора до обтекателя высокорасположенного стреловидного крыла, образующего с низкорасположенным крылом обратной стреловидности биплан с Х-образной конфигурацией в плане, но и кормовую трехвинтовую движительно-рулевую систему, включающую рулевые верхний и нижний меньшие винты, но и толкающий средний винт в кольцевом канале, имеющем на выходе горизонтальные рули высоты, и обеспечивающую выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).

Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с одновинтовой несущей схеме и двумя тянущими винтами на концах высокорасположенного крыла, установленного с отрицательным углом поперечного V, имеет силовую установку с двумя турбовальными двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы трансмиссии на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу, вертикальное двухкилевое оперение, установленное на концах стабилизатора, и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с, более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС155 с рядом агрегатов от ЕС175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 430 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс.км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС155 на 30%.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента несущего винта тянущими винтами составляют 15-17% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость крыла, агрегатов крыльевой трансмиссии и опасность, создаваемая рулевыми винтами, смонтированными на концах крыла, для наземного персонала. Третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что ярусное расположение винтов создает вредную обдувку нижних тянущих винтов верхним несущим, что усложняет схему редуцирования, но и значительно увеличивает массу главного редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования на кораблях. Шестая - это то, что диаметры двух тянущих винтов ограничены размахом консолей крыла и как, следствие, при их увеличении увеличивается и размах крыла. Седьмая - это то, несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет его конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Кроме того, при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, особенно, при более высоком удельном расходе топлива, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.

Известен экспериментальный скоростной вертолет "Sikorsky Х2" 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, обеспечивающими 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 Х2", 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 имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это 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 и КВВП.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели Lockheed АН-56 «Cheyenne» (США), выполненный по одновинтовой несущей схеме с рулевым винтом, имеет силовую установку с одним двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, но и на тяговый и рулевой винты, установленные на концах соответственно удлиненного хвостового обтекателя и левой консоли стабилизатора Т-образного оперения, подфюзеляжный киль которого снабжен на его законцовке амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного шасси, оснащенного и главными боковыми опорами с передними колесами, убирающимися в боковые обтекатели среднерасположенного крыла.

Признаки, совпадающие - наличие крыла, хвостового оперения и одного турбовального двигателя мощностью 3435 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность несущему винту (D=15,56 м), но и рулевому (d=3,04 м) толкающему винтам (d=3,04 м), обеспечивающим соответственно управление по курсу и его поступательный горизонтальный полет. Несущий винт имеет автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивает в большей степени толкающий винт. Независимое вращение четырех-лопастных несущего, рулевого и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при непродолжительном времени висения, иметь целевую нагрузку 1000 кг при взлетном его весе 8006 кг. Скоростной вертолет модели Lockheed АН-56 «Cheyenne», 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 нагруженного несущего винта и работой автомата перекоса и при авторотации последнего не позволяет эффективно использовать его для продольно-поперечного управления. Кроме того, несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет его конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и дальности действия, а также показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете Lockheed АН-56 «Cheyenne» 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 и КВВП.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета Lockheed АН-56 «Cheyenne», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку центрального ненагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе стреловидного верхнего крыла, образующего с низкорасположенным прямым крылом обратной стреловидности (КОС) как бы схему биплан большой высоты с крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего и верхнего крыла от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передней их кромкам χ=-23° и χ=+23°, образующим с разнонаправленной стреловидностью Х-образную в плане конфигурацию, но и концепции заднего размещения трехвинтовой движительно-рулевой системы (ДРС) как с рулевыми верхним и нижним меньшими винтами, так и тяговым средним винтом в заднем кольцевом канале, создающими при висении соответственно как разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего управления по крену и компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и интенсивной обдувкой развитых горизонтальных рулевых поверхностей, изменяющих продольную балансировку и при висении, и горизонтальном поступательном скоростном полете и установленных на выходе снизу и сверху от центра заднего кольцевого канала, смонтированного на конце тонкой хвостовой балки за консолями стабилизатора крестообразного хвостового оперения, верхний и нижний трапециевидные кили которого, имеющие профили с их толщиной равновеликой длине соответствующего кольцевого канала с меньшим винтом, последний из которых снабжен рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части, обеспечивающей упомянутой стойке заднего колеса возможность управляемого разворота кормовой части его фюзеляжа при рулении и на земле, нижнее КОС снабжено по всему его размаху односекционными закрылками с внешними флапперонами, имеющими корневую хорду в раза больше концевой хорды и возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении и образующими при максимальном их отклонении как бы КОС "обратного сужения", создающего в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущего винта возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, каждая консоль верхнего крыла, имеющего положительный угол поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде цельно-поворотного трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоских шайб и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от крыла при вертикальном взлете/посадке и висении и снабженными возможностью их дифференциального отклонения в вертикальной плоскости, изменяя при этом углы их атаки, в свою очередь, образуют разновеликие подъемные силы на концах крыла и, как следствие, происходит поперечное управление, при этом каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайб в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль второго крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют среднюю аэродинамическую хорду (САХ) в их сборке равным от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла, причем в несущей схеме с ДРС при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки (СУ), перераспределяемая главным и промежуточным редукторами на несущий винт и трехвинтовую ДРС соответственно 78% и 22% от располагаемой взлетной ее мощности, а 22% мощности из которых, передаваемых соответственно на задний толкающий средний винт и на два меньших винта в соответствующих в кольцевых каналах распределяются соответственно 10% и 12% между ними, а 12% мощности из последних, в свою очередь, распределяются поровну между двумя многолопастными меньшими винтами с большой круткой их лопастей, как у вентилятора, а при создании маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой заднего толкающего винта в кольцевом канале, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на толкающий средний винт в заднем кольцевом канале, передняя кромка которого смонтирована совместно с задней кромкой крестообразного хвостового оперения в соответствующих точках их соприкосновения, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущий винт, но и обратно, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбодизельных или турбовальных двигателей (ТДД или ТВаД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту и группе двух меньших и одному среднему винтам в кольцевых каналах посредством выходного вала главного редуктора, имеющего и выходной продольный вал, связанный с входным валом кормового промежуточного редуктора трехвинтовой группы винтов, выполненным в плоскости симметрии крестообразной конфигурации с вертикальными верхним и нижним и продольным выходными валами, причем входные валы нижнего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТВаД, 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 ТВаД и один любой в случае его отказа или оба ТВаД 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 средним винтом и на режиме близком к самовращению несущего винта, при этом отклонение закрылок с флапперонами на первом КОС выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующим несущим винтом.

Кроме того, с целью увеличения пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета верхний и нижний кольцевые каналы с меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление их вращение, снабжены возможностью во время крейсерского полета их синхронного поворота внутри соответствующего киля на угол 90° вокруг вертикальной их оси, таким образом, что горизонтальные силы их тяги после соответствующего поворота, направленные строго по плоскости симметрии, обдувая верхнюю и нижнюю половину заднего кольцевого канала со средним винтом, имеющим противоположное направление вращения с меньшими винтами, увеличивают совместную тяговую их силу и КПД.

Кроме того, с целью удвоения взлетного веса, упрощения конструкции и исключения рулевых винтов он выполнен по двухвинтовой продольной несущей схеме с двумя передним и кормовым модулями, каждый из которых включает упомянутые несущий винт и высокорасположенное крыло с разрезным устройством, левая и правая пара из которых снабжена возможностью синхронного и на разнонаправленные углы их отклонения таким образом, что при отклонении левой пары, например, вверх для увеличения угла их атаки, то отклонение правой пары осуществляется вниз для одновременного и равновеликого уменьшения угла их атаки и, как следствие, обеспечивается поперечное управление, при этом несущий винт кормового модуля смонтирован выше переднего и размещен на передней части законцовки верхнего киля оперения, имеющего на верхней части фюзеляжа прямой стабилизатор обратной стреловидности, на концах которого смонтированы турбовинтовые двигатели, имеющие как многовинтовые тянущие пропеллеры, вращающиеся через муфты сцепления, так и соединительные валы, передающие крутящий момент на каждый из несущих винтов, имеющих без их перекрытия и взаимовлияния синхронизирующее вращение и предназначенных для создания только подъемной силы, поступательное движение в горизонтальной плоскости обеспечивают тянущие пропеллеры, причем разновеликое изменение горизонтальной тяги левого и правого тянущих пропеллеров обеспечивает управление по курсу как при вертикальном взлете/посадке или висении, так и при горизонтальном поступательном скоростном полете, продольное управление при этом осуществляется путем изменения шага несущих винтов переднего и кормового модулей или синфазное отклонение задних разрезных устройств крыла кормового модуля.

Благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета Lockheed АН-56 «Cheyenne», наиболее близкого к нему, является то, что возможно реализовать скоростной конвертируемый винтокрыл (СКВК), который выполнен по схеме биплан и технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и концепции тандемного расположения центрального большего несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в подкрыльном каплевидном обтекателе стреловидного верхнего крыла, образующего с низкорасположенным прямым КОС как бы схему биплан большой высоты с крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего и верхнего крыла от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передней их кромкам χ=-23° и χ=+23°, образующим с разнонаправленной стреловидностью X-образную в плане конфигурацию, но и кормовой трехвинтовой ДРС как с двумя верхним и нижним меньшими винтами, так и средним винтом в заднем кольцевом канале, создающими при висении соответственно как разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего управления по крену и компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и интенсивной обдувкой развитых горизонтальных рулевых поверхностей, изменяющих продольную балансировку и при висении, и горизонтальном поступательном скоростном полете и установленных на выходе снизу и сверху от центра заднего кольцевого канала, смонтированного на конце тонкой хвостовой балки за консолями стабилизатора крестообразного хвостового оперения, верхний и нижний трапециевидные кили которого, имеющие профили с их толщиной равновеликой длине соответствующего кольцевого канала с меньшим винтом, последний из которых снабжен рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части, обеспечивающей упомянутой стойке заднего колеса возможность управляемого разворота кормовой части его фюзеляжа при рулении и на земле. Каждая консоль верхнего крыла, имеющего положительный угол поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде цельно-поворотного трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоских шайб и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от крыла при вертикальном взлете/посадке и висении и снабженными возможностью их дифференциального отклонения в вертикальной плоскости, изменяя при этом углы их атаки, в свою очередь, образуют разновеликие подъемные силы на концах крыла и, как следствие, происходит поперечное управление. Каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайб в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль второго крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют САХ в их сборке равным от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла. Причем в несущей схеме с ДРС при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей СУ, перераспределяемая главным и промежуточным редукторами на несущий винт и трехвинтовую ДРС соответственно 78% и 22% от располагаемой взлетной ее мощности, а 22% мощности из которых, передаваемых соответственно на задний толкающий средний винт и на два меньших винта в соответствующих в кольцевых каналах распределяются соответственно 10% и 12% между ними, а 12% мощности из последних, в свою очередь, распределяются поровну между двумя многолопастными меньшими винтами с большой круткой их лопастей, как у вентилятора, а при создании маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой заднего толкающего винта в кольцевом канале, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на толкающий средний винт в заднем кольцевом канале, передняя кромка которого смонтирована совместно с задней кромкой крестообразного хвостового оперения в соответствующих точках их соприкосновения, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущий винт, но и обратно.

Система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от ТВаД, расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту и группе двух меньших и одному среднему винтам в кольцевых каналах посредством выходного вала главного редуктора, имеющего и выходной продольный вал, связанный с входным валом кормового промежуточного редуктора трехвинтовой группы винтов, выполненным в плоскости симметрии крестообразной конфигурации с вертикальными верхним и нижним и продольным выходными валами. При этом входные валы нижнего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТВаД, 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 ТВаД и один любой в случае его отказа или оба ТВаД 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 средним винтом и на режиме близком к самовращению несущего винта, при этом отклонение закрылок с флапперонами на первом КОС выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующим несущим винтом. При авторотации или на режимах близком к самовращению несущего винта, особенно, без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей срыв потока на его лопастях отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих его лопастей на режиме горизонтального скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 450 или 420 км/ч соответственно. Причем с целью увеличения пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета верхний и нижний кольцевые каналы с меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление их вращение, снабжены возможностью во время крейсерского полета их синхронного поворота внутри соответствующего киля на угол 90° вокруг вертикальной их оси, таким образом, что горизонтальные силы их тяги после соответствующего поворота, направленные строго по плоскости симметрии, обдувая верхнюю и нижнюю половину заднего кольцевого канала со средним винтом, имеющим противоположное направление вращения с меньшими винтами, увеличивают совместную тяговую их силу и КПД. Все это позволит повысить скорость, высоту и дальность полета сверхманевренного СКВК с технологией многорежимного аэродинамического управления балансировкой по тангажу, крену и курсу и компенсацией реактивного крутящего момента, являющейся наиболее эффективной движительно-рулевой трехвинтовой системой 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 и, особенно, многоцелевого СКВК среднего класса.

Предлагаемое изобретение многоцелевого СКВК с одновинтовой несущей схемой, винт которой обеспечивает только вертикальную тягу, и варианты возможного его использования с трехвинтовой ДРС в условиях различной полетной конфигурации иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1 изображен СКВК на общих видах сверху, спереди и сбоку соответственно а), б) и в) с нижним и верхним крыльями схемы биплан, образующими X-образное крыло в плане, разгружающее несущий винт при его использовании:

а) в полетной конфигурации вертолета с четырехлопастным несущим винтом, нижним КОС, но и с верхним стреловидным крылом, имеющим трехэлементные разрезные устройства, так и с расположенным на конце фюзеляжа кольцевым каналом, имеющим толкающий винт и рули высоты, создающие управление и по крену, так и по тангажу и при висении, и скоростном горизонтальном поступательном его полете;

б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крылья схемы биплан совместно с несущим винтом, авторотирующим или вращающимся на режиме близком самовращению, и средний винт кормового кольцевого канала, создающий пропульсивную тягу;

в) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей соответственно крылья схемы биплан с несущим винтом, авторотирующим или вращающимся на режиме близком самовращению, и средний с двумя меньшими винтами в кольцевых каналах, создающих дополнительную пропульсивную тягу при крейсерском полете со скоростью до 480 км/ч.

На фиг. 2 изображен СКВК продольной двухвинтовой несущей схемы на общих видах сверху и сбоку соответственно а) и б) с расположением переднего и кормового модулей с соответствующими несущими винтами, имеющими над ними на опорах крылья с разрезными устройствами для различных вариантов его использования:

а) в полетной конфигурации вертолета двухвинтовой продольной несущей схемой и двухвинтовой рулевой системой для создания подъемной силы и разновеликой горизонтальной тяги, создающей управление по курсу тянущим пропеллерами;

б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла двухвинтовой продольной несущей схемой и двухвинтовой движительной системой для создания подъемной силы совместно с крыльями и маршевой горизонтальной тяги, обеспечиваемой задними тянущим пропеллерами.

Многоцелевой скоростной конвертируемый винтокрыл, представленный на фиг. 1, содержит фюзеляж 1 с плавно образованной тонкой хвостовой балкой 2 и верхнее стреловидное крыло 3, смонтированное на пустотелой опоре 4 в каплевидном обтекателе 5, имеет положительный угол поперечного V (см. фиг. 1б)) и на его концах цельно-поворотные трехэлементные разрезные устройства 6, установленные между внутренних 7 и концевых 8 плоских профилированных шайб. Нижнее крыло схемы биплан большой высоты, представляющее собой прямое КОС 9 с корневыми обтекателями 10. Крылья 3 и 9 схемы биплан большой высоты имеют наивыгоднейший тонкий профиль, обеспечивающие необходимый и достаточный прирост подъемной силы с крейсерского полета на переходный и взлетно-посадочный режимы. Нижнее КОС 9 оснащено (см. фиг. 1a) закрылками 11 и внешними флапперонами 12, имеющими возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении. Концевые части крыльев 3 и 9, выполненные отклоняющимися вверх и складывающимися (наравне с двумя лопастями несущего винта) для удобства размещения в ангаре или на палубе и возможности эксплуатации на авианесущих кораблях.

В несущей схеме с ДРС, имеющей одновинтовую схему, четырехлопастной несущий винт 13 которой обеспечивает только вертикальную тягу смонтирован на вертикальной опоре 4, проходящей внутри вала несущего винта и установленной между главным редуктором (на фиг. 1 не показан) и каплевидным обтекателем 5 верхнего стреловидного крыла 3, образующего с нижним КОС 9 схему биплан с Х-образной конфигурацией в плане (см. фиг. 1a), но и содержит кормовую трехвинтовую движительно-рулевую систему, включающую рулевые верхний 14 и нижний 15 меньшие винты в кольцевых каналах 16 и 17 (см. фиг. 1б), но и толкающий средний 18 винт в кольцевом канале 19, имеющем на выходе соответствующие горизонтальные рули 20 высоты, создающие соответственно при висении управление по курсу и крену, но и горизонтальную и маршевую тяги при висении и поступательном полете для обдува рулей высоты 20 и управления по тангажу при выполнении технологии ВВП и КВП.

Кормовой кольцевой канал 19 смонтирован на конце тонкой хвостовой балки 2 совместно с консолями трапециевидного стабилизатора 21 крестообразного хвостового оперения, верхний 22 и нижний 23 трапециевидные кили которого снабжены кольцевыми каналами 16 и 17 с рулевыми меньшими винтами, а нижний киль из которых снабжен и рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части 24, обеспечивающей стойке заднего колеса 25 (см. фиг. 1б) возможность совместно с передними колесами 26, смонтированными в обтекателях 10, управляемого разворота кормовой части фюзеляжа 1 СКВК при его рулении на земле.

Силовая установка, включающая два (на фиг. 1 не показаны) ТВаД, расположенные в обтекаемых мотогондолах 27 по обе стороны от плоскости симметрии, выступающих за обводы фюзеляжа 1. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от четырехлопастного несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущего винта 13 имеют шумопонижающие стреловидные законцовки, отогнутые в низ и противоположную сторону вращения винтов, формирующие каждую противолежащую пару в S-образную форму в плане (см. фиг. 1a). Мощность от ТВаД передается несущему 13, рулевым меньшим винтам 14 и 15 и среднему толкающему винту 18, посредством системы валов трансмиссии, связанной с главным редуктором и крестообразным промежуточным редуктором винтов 14-15 и 18 (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии КВП и КВВП, таки и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета. Для чего верхний 16 и нижний 17 кольцевые каналы с меньшими толкающими винтами 14 и 15 снабжены возможностью во время крейсерского полета (при достижении скорости 146 км/ч) их синхронного поворота внутри соответствующего киля 22 и 23 на угол 90° вокруг вертикальной их оси, таким образом, что горизонтальные силы их тяги после соответствующего поворота, направленные строго по плоскости симметрии, обдувая верхнюю и нижнюю половину заднего кольцевого канала 19 с толкающим винтом 18. При этом муфтами сцепления возможно в СУ отключение любого избыточного ТВаД. В случае отказа двух ТВаД, то возможна посадка СКВК в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации его несущего винта 13.

Управление многоцелевым СКВК при различных режимах его полета обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) шагом несущего винта 13 с жестким креплением его лопастей и с большой круткой тягового среднего 18 и рулевых меньших винтов 14-15 как при поступательном горизонтальном скоростном его полете, так и вертикальном взлете/посадке или висении посредством многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой (МАСУБ) по крену, тангажу и курсу соответственно как флапперонами 12, рулями высоты 20 и рулем направления 24, так и разрезным устройством 6 верхнего крыла 3, рулями высоты 20, обдуваемые винтом 18, и меньшими винтами 14 и 15 соответственно в кольцевых каналах 19 и 16-17.

В полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла маршевая тяга обеспечивается соответственно толкающим винтом 18 или им же совместно с меньшими винтами 14-15 после поворота их кольцевых каналов 16-17, а подъемная сила создается крыльями 3-9 и несущим винтом 13 соответственно авторотирующим или вращающимся на режиме близком к самовращению (см. фиг. 1б). На режиме вертикального взлета, посадки и висения подъемная сила создается только несущим винтом 13 (см. фиг. 1в), а на режиме перехода - крыльями 3-9 и несущим винтом 13.

При висении направление полета может осуществляться как у вертолета одновинтовой несущей схемы с рулевыми меньшими винтами 14-15 поворачиваясь влево-вправо, перемещаясь вверх-вниз, поступательный полет вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации (см. фиг. 1в). С приближением к поверхности земли или палубы корабля и при полете вблизи них на вертолетных режимах полета четырехлопастной несущий больший 13 винт образуют под СКВК область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего его КПД. Для соответствующей посадки на поверхность земли или палубы корабля используются колеса 25 и 26 с убирающимися только главными последними из них в обтекатели 10.

При полете СКВК с коротким взлетом и посадкой при его максимальном взлетном весе может осуществляться как у комбинированного вертолета, т.е. винтокрыла. В этом случае его толкающий винт 18 в кольцевом канале 19 обеспечивает пропульсивную тягу, а несущий винт 13, изменяя угол установки лопастей, вследствие чего формируется и движущая сила, создающая для разбега маршевую тягу, и подъемная сила большая подъемной силы, обеспечиваемой крыльями 3-9. При этом мощность, обеспечиваемая работающими ТВаД, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется на толкающий средний винт 18 в кольцевом канале 19, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущий винт 13 и меньшие винты 14-15. Это позволяет увеличить соответственно взлетный его вес на 7 и 15%, а также и скорость крейсерского полета, так как при высоких скоростях полетная комбинация крылья 3-9 с толкающим винтом 18 гораздо выгоднее для создания подъемной силы и маршевой тяги, чем одним несущим винтом 13. Образуемый при этом остаточный реактивный момент от несущего винта 13 парируется рулевыми меньшими винтами 14-15 (см. фиг. 1а). После набора высоты горизонтальный полет СКВК при максимальной полезной нагрузке может осуществляться также как у крылатого автожира. В этом случае толкающий винт 18 обеспечивают маршевую тягу, а несущий винт 13 отключается от привода двигателей СУ и он начинает авторотировать, создавая только подъемную силу меньшую подъемной силы, обеспечиваемой крыльями 3-9. Кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях несущего винта отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит получить скорости полета до 480-500 км/ч.

Таким образом, многоцелевой СКВК выполнен по технологии МАСУБ, обеспечивающей разновеликими винтами сверхманевренность и управление по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку центрального ненагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, но и с задней трехвинтовой ДРС, имеющей рулевые верхний и нижний меньшие и тяговый средний винты соответственно в поворотных и заднем кольцевых каналах.

Для удвоения взлетного веса, упрощения конструкции и исключения рулевых винтов выбор двухвинтовой продольной несущей схемы с двумя передним и кормовым модулями, каждый из которых включает несущий винт без автомата прекоса и высокорасположенное крыло с разрезным устройством не случаен, т.к. подобная компоновка исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей ненагруженных несущих винтов на режиме скоростного полета, компенсируя оную их противовращением, и обладает аэродинамической симметрией. Задние тянущие реверсивные пропеллеры, создающие маршевую тягу, обеспечивают необходимое и повышение скорости горизонтального полета, и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Стреловидные крылья с разрезными устройствами первого и кормового модулей находятся спереди и позади центра масс, создавая подъемную силу, разгружают соответствующие несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность достичь скорости полета до 463 км/ч.

Очевидно, освоение СКВК с улучшенными тактико-техническими показателями для авиатранспорта в современных условиях - задача многоплановая и не является технически неразрешимой. Поэтому в процессе дальнейшего развития винтокрылой авиации для труднодоступной местности, широко использующей сейчас вертолеты одновинтовой схемы, самой жизнью будет продиктована задача освоения и СКВК, которая достаточно просто и технически реализуема на базе имеющихся вертолетов.

1. Скоростной комбинированный винтокрыл, выполненный по одновинтовой несущей схеме с рулевым винтом, имеет силовую установку с одним двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, но и на тяговый и рулевой винты, установленные на концах соответственно удлиненного хвостового обтекателя и левой консоли стабилизатора Т-образного оперения, подфюзеляжный киль которого снабжен на его законцовке амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного шасси, оснащенного главными боковыми опорами с передними колесами, убирающимися в боковые обтекатели среднерасположенного крыла, отличающийся тем, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплана, создающей распределенную разгрузку центрального ненагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе стреловидного верхнего крыла, образующего с низкорасположенным прямым крылом обратной стреловидности (КОС) как бы схему биплана большой высоты с крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего и верхнего крыла от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передним их кромкам χ=-23° и χ=+23°, образующим с разнонаправленной стреловидностью Х-образную в плане конфигурацию, но и концепции заднего размещения трехвинтовой движительно-рулевой системы (ДРС) как с рулевыми верхним и нижним меньшими винтами, так и тяговым средним винтом в заднем кольцевом канале, создающими при висении соответственно как разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего управления по крену и компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и интенсивной обдувкой развитых горизонтальных рулевых поверхностей, изменяющих продольную балансировку и при висении, и горизонтальном поступательном скоростном полете и установленных на выходе снизу и сверху от центра заднего кольцевого канала, смонтированного на конце тонкой хвостовой балки за консолями стабилизатора крестообразного хвостового оперения, верхний и нижний трапециевидные кили которого, имеющие профили с их толщиной, равновеликой длине соответствующего кольцевого канала с меньшим винтом, последний из которых снабжен рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части, обеспечивающей упомянутой стойке заднего колеса возможность управляемого разворота кормовой части его фюзеляжа при рулении и на земле, нижнее КОС снабжено по всему его размаху односекционными закрылками с внешними флапперонами, имеющими корневую хорду в раза больше концевой хорды и возможность их отклонения на углы 20/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении и образующими при максимальном их отклонении как бы КОС "обратного сужения", создающего в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущего винта возможность уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, каждая консоль верхнего крыла, имеющего положительный угол поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде цельно-поворотного трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоскими шайбами и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от крыла при вертикальном взлете/посадке и висении и снабженными возможностью их дифференциального отклонения в вертикальной плоскости, изменяя при этом углы их атаки, в свою очередь, образуют разновеликие подъемные силы на концах крыла и, как следствие, происходит поперечное управление, при этом каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайбами в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль второго крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют среднюю аэродинамическую хорду (САХ) в их сборке равной от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла, причем в несущей схеме с ДРС при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки (СУ), перераспределяемая главным и промежуточным редукторами на несущий винт и трехвинтовую ДРС соответственно 78% и 22% от располагаемой взлетной ее мощности, а 22% мощности из которых, передаваемых соответственно на задний толкающий средний винт и на два меньших винта в соответствующих кольцевых каналах, распределяются соответственно 10% и 12% между ними, а 12% мощности из последних, в свою очередь, распределяются поровну между двумя многолопастными меньшими винтами с большой круткой их лопастей, как у вентилятора, а при создании маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой заднего толкающего винта в кольцевом канале, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на толкающий средний винт в заднем кольцевом канале, передняя кромка которого смонтирована совместно с задней кромкой крестообразного хвостового оперения в соответствующих точках их соприкосновения, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на несущий винт, но и обратно, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбодизельных или турбовальных двигателей (ТДД или ТВаД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту и группе двух меньших и одному среднему винтам в кольцевых каналах посредством выходного вала главного редуктора, имеющего и выходной продольный вал, связанный с входным валом кормового промежуточного редуктора трехвинтовой группы винтов, выполненным в плоскости симметрии крестообразной конфигурации с вертикальными верхним и нижним и продольным выходными валами, причем входные валы нижнего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТВаД, 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 ТВаД и один любой в случае его отказа или оба ТВаД 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 средним винтом и на режиме, близком к самовращению несущего винта, при этом отклонение закрылок с флапперонами на первом КОС выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующим несущим винтом.

2. Скоростной комбинированный винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что с целью увеличения пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета верхний и нижний кольцевые каналы с меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление их вращения, снабжены возможностью во время крейсерского полета их синхронного поворота внутри соответствующего киля на угол 90° вокруг вертикальной их оси таким образом, что горизонтальные силы их тяги после соответствующего поворота, направленные строго по плоскости симметрии, обдувая верхнюю и нижнюю половину заднего кольцевого канала со средним винтом, имеющим противоположное направление вращения с меньшими винтами, увеличивают совместную тяговую их силу и КПД.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылов. Скоростной преобразуемый винтокрыл (СПВК) содержит трапециевидное крыло, имеющее на консолях движительно-несущие винтовые системы с двумя двигателями, хвостовое оперение с горизонтальным стабилизатором и трехопорное колесное шасси.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Тяжелый скоростной винтокрыл (ТСВК) имеет фюзеляж, хвостовое оперение с горизонтальным стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси.

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.

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.
Наверх