Скоростной винтокрыл-амфибия

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям скоростных винтокрылов-амфибий. Скоростной винтокрыл-амфибия (СВКА) имеет двухвинтовую соосную схему с несущими винтами, силовую установку с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, крылья равновеликого размаха высокорасположенной схемы «тандем» и убирающееся колесное шасси. СВКА выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой в виде в соосных куполо- и чашеобразных несущих винтов (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла. Достигается уменьшение высоты главного редуктора и потребной мощности на управление по тангажу и крену при висении. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных винтокрылов-амфибий, снабженных куполо- и чашеобразным соосными винтами с движительно-рулевой системой по схеме Х2+2, включающей тяговые винты в двух задних кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на втором высокорасположенном крыле схемы «тандем», создающих наклонную и маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП).

Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высокорасположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет два двигателя, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента, 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 ЕС 155 и рядом узлов от ЕС 175, 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 435 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). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρN=2,1, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС 155 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, но и 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 от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность 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 расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что 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. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.

Известен скоростной вертолет "Sikorsky Х2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими винтами, имеет турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным оперением и стабилизатором, имеющим на концах киль-шайбы, трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1360 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 выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной 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 3300 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 дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и осложняет из-за заднего расположения на конце хвостовой балки толкающего не закапотированного винта выполнение технологии КВП.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR7FVL компании «AVX Aircraft Сотрапу» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха и убирающееся колесное шасси с носовой опорой.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ четырехлопастным соосным несущим винтам и пропульсивным винтам в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 16 человек.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и пропульсивными винтами в задних кольцевых каналах, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов до 10% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением прямолинейных лопастей (без поперечного их V) имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и осложняет из-за верхнего расположения тандемных крыльев и отсутствии поплавков возможность морского его базирования.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете модели "AVX" уменьшения на 10% высоты главного редуктора вертолета, повышения безопасности полетов и обслуживания, уменьшения потребной мощности на управление по тангажу и крену при висении, повышения скорости и дальности полета, а также показателей топливной эффективности, но и возможность повышения продольно-поперечной остойчивости при морском базировании.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета модели "AVX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в упомянутой соосной концепции с куполо- и чашеобразным несущими винтами (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующих лопастей, имеющих плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего крыла, а две основные двухколесные стойки - в задние ниши лодки, переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, и с положительным углом ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками, заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол, размещенных с внешних бортов кольцевых каналов, и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов, внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, каждая крыльевая гондола оснащена на ее конце вертикальным оперением, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесена за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого консольного кольцевого канала (ККК), как бы пилообразную совместную их заднюю кромку, каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над другим так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса αк=180°-2β1, град. (где: αк - угол, образующий конусную поверхность; β1= - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между с горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра), при этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходной вал главного редуктора на систему продольно-поперечных валов редукторов тяговых винтов, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.

Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовки оптимизированной для горизонтального полета на большой скорости, представляющей собой эффективное средство для уменьшения неблагоприятных последствий сжимаемости воздуха, в частности, появления скачков уплотнения при увеличении хорды за пределами некоторого поперечного сечения, располагающегося примерно в расширяющейся зоне на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенной в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44° и способствующим появлению интенсивных и устойчивых вихрей, которые отодвигают границу срыва потока, особенно, в том случае, когда данная лопасть движется в направлении, противоположном направлению поступательного полета при зависании, при этом с целью возможности как отодвинуть границы срыва потока, так и обеспечить выигрыш в мощности на больших скоростях горизонтального полета каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β1 образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с горизонтально расположенной законцовкой отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.

Кроме того, с целью улучшения появления интенсивных вихрей, отодвигающих границу срыва потока каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной форме в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β1.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной винтокрыл-амфибию (СВКА), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с двухвинтовой ДРС в соосной концепции куполо- и чашеобразных несущих винтов (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующей лопасти, имеющей плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении ВВП и КВП или скоростного горизонтального полета. Нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов вооружения и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ниши. Переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, и с положительным углом ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками. Заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол кольцевых каналах, оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов. Внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором. Каждая крыльевая гондола кольцевого канала, снабженная на ее конце вертикальным опернием, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесенная за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого ККК, как бы пилообразную совместную их заднюю кромку. При этом каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над другим так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса αк=180°-2β1, град. (где: αк - угол, образующий конусную поверхность; β1= - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между с горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра). При этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с семилопастным тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК. При выполнении режима ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности. Тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходной вал главного редуктора на систему продольно-поперечных валов редукторов тяговых винтов ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно. При авторотации или на режимах близком к самовращению двух соосных несущих винтов срыв потока на их лопастях с жестким их креплением 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 460 или 445 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность и дальность полета СВКА исполнения КЧНВ-Х2+2, являющейся наиболее эффективной схемой перспективного плавающего винтокрылого аппарата при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с куполо- и чашеобразным несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками отогнутыми вниз, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, но и повысить безопасность и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете и, особенно, плавающего СВКА.

Предлагаемое изобретение многоцелевого СВКА с куполо- и чашеобразным несущими винтами и ДРС в двух ККК с тяговыми винтами, обеспечивающими варианты его использования, иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1 изображен СВКА исполнения КЧНВ-Х2+2 на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) в компоновке с передним и задним разновеликими крыльями, образующими схему «тандем» с тяговыми винтами ДРС в двух ККК заднего крыла и разгружающими соосные несущие винты при его использовании:

а) в полетной конфигурации плавающего вертолета соосной схемы с двухвинтовой ДРС в системе КЧНВ-Х2+2, включающей несущие нижний и верхней винты которой при виде спереди представляют собой куполо- и чашеобразный несущие винты с соответствующими их корневыми зонами лопастей, отклоненными вниз и вверх;

б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крылья схемы «тандем» совместно с куполо- и чашеобразным несущими винтами, авторотирующими или вращающимися на режиме близком к их самовращению, и ДРС с двумя задними ККК, имеющими тяговые винты и рули высоты, создающие пропульсивную тягу и управляющие моменты.

Многоцелевой СВКА, представленный на фиг.1, выполнен с двухвинтовой ДРС и по двухвинтовой соосной схеме КЧНВ-Х2+2, содержит фюзеляж-лодку 1 и умеренного удлинения низко- и высокорасположенное крылья схемы «тандем», включающей соответственно стреловидное переднее крыло 2 с закрылками 3 и трапециевидное заднее крыло 4, имеющее на внутренних секциях задние ККК 5 с трапециевидными рулями высоты нижним 6/ верхним 7 и отклоняемые вниз внешние секции 8 крыла 4, снабженные по всему их размаху флапперонами 9 и на их законцовках поплавками 10 (см. фиг. 1б). При этом внешние секции 8 заднего крыла 4 смонтированы по внешним бортам удобообтекаемых крыльевых гондол 11, снабженных на их концах двухкилевым оперением, имеющим нижние меньшие 12 и верхние большие 13 кили с рулями направления 14, отклоненные наружу от плоскости симметрии. Каждый задний ККК 5 имеет внутри на профилированных ребрах жесткости консольный редуктор (на фиг. 1 не показаны) с семилопастным тяговым винтом левым 15 и правым 16 и на выходе нижний 6 и верхний 7 развитые трапециевидные рулевые поверхности, изменяющие при синфазном и дифференциальном их отклонении соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленные снизу и сверху на величину половины радиуса тягового винта от центра ККК 5 и имеющие отогнутые их концы к центру ККК 5 (см. фиг. 1б). Несущая двухвинтовая соосная схема, размещенная на выпуклом обтекателе 17 несущего фюзеляжа 1 и вертикальных валах 18 пилона 19, отклоненных вперед по полету на угол α=5°, имеет несущие куполо- и чашеобразные трехлопастные винты соответственно нижний 20 и верхний 21, кормовые зоны лопастей которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности соответствующих чашеобразных втулок 22 и 23 под углом (β1 - это угол между корневой зоны каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения) равным β1=7,5°. Каждая саблевидная в плане их лопасть с оживальной законцовкой 24, отклоненной вниз на угол β1=7,5° и размещенной от соответствующей обтекаемой втулки 22 и 23 при виде спереди от горизонтально расположенной основной зоны лопасти нижнего 20 и верхнего 21 винта как бы дважды отогнутой соответственно вниз-вниз и вверх-вниз. Во время аварийной посадки на режиме авторотации двух соосных несущих винтов 20-21 для разгрузки крыльев схемы «тандем» их закрылки 3 и флап-пероны 9 автоматически отклоняются на углы 20° и 40° соответственно, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 47° и 75°. Главный редуктор в обтекателе 17 размещен по оси симметрии фюзеляжа 1 на пилоне 19, обеспечивающим при этом безопасное прохождение лопастей нижнего несущего 20 винта над левым и правым ККК 5 (см. фиг. 1а) и свободное вращение соосных 20-21 несущих винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Каждый ККК 5, увеличивающий несущую способность крыльев 2 и 4 схемы «тандем», позволяет с последними снизить нагрузку на соосные несущие винты 20-21, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них. На вертолетных режимах полета между несущими винтами, имеющими полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в соосной группе несущих винтов 20-21, (см. фиг. 1б). Имеется дублированная стабилизирующая система, обеспечивающая на режиме висения и на переходных режимах полета стабилизацию продольного и поперечного положения СВКА и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, но и демпфирования рыскания и изменения высоты его полета. Двухдвигательная СУ с турбовальными ГТД, расположенными в удобообтекаемых отсеках 27 надфюзеляжного обтекателя 17 по обе стороны от оси симметрии, смонтированы совместно с пилоном 19. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от трехлопастных несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущих винтов 20-21 имеют шумопонижающие оживальные законцовки 24, отогнутые вниз и противоположную сторону вращения винтов (см. фиг. 1б). Мощность от ГТД. выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, передается несущим 20-21 и тяговым левому 15 и правому 16 винтам в ККК 5, посредством соответственно главного редуктора и системы продольно-поперечных валов, связывающих соответствующие консольные редукторы тяговых винтов 15-16 (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, так и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета. В случае отказа двух ГТД, то возможна посадка СВКА в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации несущих винтов 20-21. Четырехопорное убирающееся колесное шасси, главные опоры с колесами 25 смонтированы в боковых задних отсеках фюзеляжа-лодки 1, вспомогательные опоры с колесами 26 - в передние отсеки центроплана крыла 2.

Управление многоцелевым СВКА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосных несущих 20-21 винтов, но и отклонением рулевых поверхностей: как при висении нижних и верхних рулей 6-7 тангажа и крена, обдуваемых тяговыми винтами 15-16 в ККК 5, изменяя их шаг, так и скоростном горизонтальном полете - флапперонов 9, рулей направления 14 и высоты 6-7, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается передним 2 и задним 4 крыльями схемы «тандем» и несущими 20-21 винтами, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно тяговыми винтами 15-16 в ККК 5 и несущими винтами сосной 20-21 группы, на режиме висения только двумя несущими 20-21 винтами, на режиме перехода - передним 2 и задним 4 крыльями с несущими 20-21 винтами. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 3 и флаппероны 9 крыльев 2 и 4 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие 20-21 винты. После создания необходимой подъемной тяги несущими 20-21 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета двухвинтовой соосной схемы реактивные моменты несущих винтов компенсируются полностью за счет взаимно противоположного их вращения между несущими 20-21 винтами (см. фиг. 1б). При висении на вертолетных режимах полета продольное управление СВКА осуществляется предварительным синфазным отклонением развитых рулей тангажа 6-7, с последующим их обдувом тяговыми винтами 15-16 в ККК 5. Путевое управление обеспечивается соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов несущих 20-21 винтов или тяги винтов 15-16 в ККК 5. Поперечное управление обеспечивается предварительным дифференциальным отклонением развитых рулей крена 6-7, с последующим их обдувом тяговыми винтами 15-16 в двух ККК 5.

После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются закрылки 3 и флаппероны 9 крыльев 2 и 4 и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих 20-21 винтов на тяговые винты 15-16 в дух ККК 5 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет СВКА в полетной конфигурации двухвинтового крылатого автожира с ДРС, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 14 двухкилевого оперения 13, имеющего подкрыльные кили 12. Продольное и поперечное управление СВКА при горизонтальном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 6-7 и флапперонов 9 крыла 4 соответственно. При этом исключение от продольного и поперечного управления СВКА и, особенно, поперечного его управления несущих 20-21 винтов 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 до 460-445 км/ч. На крейсерских режимах скоростного полета при создании маршевой тяги задними тяговыми винтами 15-16 в ККК 5 и пропульсивной тяги его несущими 20-21 винтами соответственно ДРС и сосной их группой винтов имеют взаимно противоположное их вращения в ДРС и несущей группе 20-21 винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД этих тяговых винтов и несущих винтов, обеспечивают более плавное обтекание двухкилевого оперения и заднего крыла схемы «тандем» и весьма повышают эффективность движительной системы и несущей группы куполо- и чашеобразного соосных винтов.

Таким образом, плавающий СВКА аэродинамической схемы «тандем» и исполнения КЧНВ-Х2+2 имеет два куполо- и чашеобразных соосных несущих винта, размещенных на пилоне надфюзеляжного обтекателя и двухвинтовую ДРС в задних ККК с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренней секции заднего крыла. Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка, имея низко- и высокорасположенные крылья с поплавками, повышает продольно-поперечную остойчивость при морском базировании, но и, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением. Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения СВКА, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и беспилотного СВКА-1,4, что позволит реализовать реально высокие технико-экономические результаты (см. табл.1).

1. Скоростной винтокрыл-амфибия, имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, и убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в упомянутой соосной концепции с куполо- и чашеобразным несущими винтами (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующих лопастей, имеющих плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу, при этом нижняя часть фюзеляжа выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненой формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего крыла, а две основные двухколесные стойки – в задние ниши лодки, переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным с положительным углом ψ = +5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками, заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ = -12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол, размещенных с внешних бортов кольцевых каналов, и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, каждая крыльевая гондола оснащена на ее конце вертикальным оперением, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесена за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого консольного кольцевого канала (ККК), как бы пилообразную совместную их заднюю кромку, каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего жесткое крепление лопастей без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса αк=180°-2β1, град., где αк - угол, образующий конусную поверхность; β1 - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра, при этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора.

2. Скоростной винтокрыл-амфибия по п. 1, отличающийся тем, что лопасти, имеющие упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовкой, содержат расширяющуюся зону на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенную в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44°, каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки, имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7 до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β1, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с горизонтально расположенной законцовкой, отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.

3. Скоростной винтокрыл-амфибия по п. 2, отличающийся тем, что каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные посередине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорды лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, в каждой из которых, начиная от конца лопасти, ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β1.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике и касается системы заполнения водой баков-отсеков на противопожарных гидросамолетах при глиссировании по водной поверхности.

Изобретение относится к авиационной технике и касается морской авиации. Самолет-амфибия содержит крыло, хвостовое оперение, силовую установку, шасси и водоруль.

Изобретение относится к области авиации и касается конструкций поплавков гидросамолетов. Поплавок гидросамолета содержит полый корпус с держателями.

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к оборудованию для торможения гидросамолета на воде, и может быть использовано на быстроходных судах и других речных и морских быстроходных транспортных средствах.

Изобретение относится к области гидроавиации и касается конструкций корпусов для уменьшения сопротивления при движении высокоскоростных низкосидящих, повышенной килеватости морских судов по водной поверхности.

Изобретение относится к авиастроению, в частности к моделированию самолетов-амфибий гражданского назначения. Самолет-амфибия содержит лодку, соединенную с фюзеляжем, хвостовое оперение, высоко расположенные крылья с неубираемыми поплавками, прикрепленные с разных сторон к фюзеляжу и/или крыльям, брызгозащитные площадки с неподвижно установленными над ними корпусами реактивных двигателей с прикрепленным к ним сверху общим мини-крылом.

Изобретение относится к легким гидросамолетам (самолетам-амфибиям) для базирования на кораблях легкого класса или в прибрежной зоне. Легкий гидросамолет содержит фюзеляж-лодку, крыло, консоли которого выполнены складывающимися и разделенными на две части по размаху - внутренняя складывается вверх, а внешняя складывается вниз вдоль внутренней части консоли крыла, оперение, силовую установку.

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Гидросамолет вертикального взлета и посадки оснащен устройством для отклонения вектора тяги, расположенным в верхней части центроплана, имеющего форму обратного V, по обе стороны которого расположены две лодки-фюзеляжа с выпускными надувными поплавками и кабинами для экипажа.

Изобретение относится к авиации и касается летательных аппаратов, способных совершать полет на небольшой высоте в режиме экранолета, а также вблизи земной поверхности в режиме экраноплана и на большой высоте как обычный самолет.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям самолетов-амфибий. Самолет-амфибия - летно-спасательный комплекс выполнен многокорпусным, например трехкорпусным, полуторапланом, и содержит корпус-лодку, крыло, хвостовое оперение, шасси, силовую установку, водоруль, кабину пилотов, поперечные перегородки, делящие лодки на водонепроницаемые отсеки, нижние полукрылья.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных винтокрылов. Беспилотный винтокрыл с перекрещивающимися винтами (БВПВ) выполнен с двухлопастными винтами, имеет на верхней части фюзеляжа двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор на поперечные несущие винты, смонтированные на длинных валах, содержит вертикальное оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания многовинтовых скоростных комбинированных винтокрылов (МСКВ). МСКВ имеет на концах крыла движительно-несущие винтовые системы, двигатели, связанные синхронизирующими валами, проложенными в крыле, и приводящие во вращение пропеллеры и несущие винты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит корпус, выполненный в виде дискообразного тела вращения, в котором в качестве движителя используются кольцевое вентиляторное колесо, создающее главную подъемную силу, и воздушно-реактивный двигатель (ВРД) противоположного вращения.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Многовинтовой беспилотный винтокрыл (МБВК) содержит винты в кольцевых каналах, размещенных на поворотных консолях крыла, несущие винты, газотурбинные двигатели и трансмиссию, включающую систему редукторов с валами, вращающими несущие винты и винты в кольцевых каналах.

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.

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 области авиации, в частности к конструкциям беспилотных скоростных вертолетов. Беспилотный скоростной вертолет, десантируемый с самолета-носителя, имеет несущий винт, двигатель, тяговые и рулевые винты, трехопорное шасси. Вертолет выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими рулевыми винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу. Несущий винт, выполненный без управления циклическим шагом с жестким креплением лопастей, установлен на полой опоре, расположенной соосно внутри его вала. Опора жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно вала при помощи подшипникового узла. Верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе, имеющем в передней части узел стыковки/расстыковки, а в верхней части - контейнер с вытяжным и основным парашютами. Стреловидное верхнее крыло образует с низкорасположенным прямым крылом обратной стреловидности схему биплан, образующую Х-образную в плане конфигурацию. Достигается улучшение управляемости при висении, возможность выполнения десантирования и стыковки/расстыковки с самолетом-носителем. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям скоростных винтокрылов-амфибий. Скоростной винтокрыл-амфибия имеет двухвинтовую соосную схему с несущими винтами, силовую установку с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, крылья равновеликого размаха высокорасположенной схемы «тандем» и убирающееся колесное шасси. СВКА выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой в виде в соосных куполо- и чашеобразных несущих винтов по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла. Достигается уменьшение высоты главного редуктора и потребной мощности на управление по тангажу и крену при висении. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 1 ил.

Наверх