Беспилотный конвертоплан с канальными винтами
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных конвертопланов. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами выполнен по аэродинамической схеме "утка" с коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму. Центроплан имеет два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z так, что левый и правый ПКК равноудалены от центра масс и не выходят за заднюю кромку центроплана крыла. В каждом ПКК установлена пара меньших с противоположным вращением двухлопастных винтов, размещенная под центральным большим винтом на вертикальном валу в обтекателе, смонтированном в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости. Конвертоплан снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов. Достигается повышение полезной нагрузки, уменьшение потребной мощности на продольную балансировку при висении. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных конвертопланов с ярусным расположением разновеликих винтов и противоположным их вращением в нижней меньшей их паре, расположенной под большим винтом на удлиненных валах, приводимых от биротативного электропривода, смонтированного в середине кольцевых каналов, размещенных при вертикальном положении последних вперед и назад от вертикали левой и правой их пары параллельно плоскости симметрии и обеспечивающих полет при вертикальном и горизонтальном положении двух кольцевых каналов, установленных в кольцевых вырезах центроплана крыла, для соответствующей взлетно-посадочной и крейсерской конфигурации полета.
Известен конвертоплан мод. «Доук VZ-4DA» (США), содержащий среднерасположенное крыло, на концах которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым двигателем, установленным в фюзеляже и снабженным синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными на конце хвостовой балки, хвостовое оперение и трехопорное колесное шасси, убирающееся в носовую нишу и боковые отсеки фюзеляжа.
Признаки, совпадающие - наличие на концах крыла двух поворотных кольцевых каналов, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°, снабженных винтами диаметром 1,2 м, создающими горизонтальную и вертикальную тягу (1286 кгс) соответствующим их отклонением от горизонтального положения на угол 90° и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны валами с главным редуктором, приводимым двигателем (N=825 л.с.), установленным в фюзеляже и снабженным газовыми рулями путевого и продольного управления, хвостовое оперение со стабилизатором и трехопорное колесное шасси с носовой опорой.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что минимизированы габаритные размеры поворотных кольцевых каналов и как, следствие, винты выполнены небольшого диаметра и многолопастными с большой их круткой, которые при создании ими вертикальной тяги образуют малую отметаемую площадь и вызывают значительную нагрузку (порядка ρs=522 кг/м2) на нее и, значит, большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, затрудняющего длительное его использование на режимах висения при его взлетном весе 1180 кг. Вторая - это то, что винты, смонтированные на концах среднерасположенного крыла в поворотных кольцевых каналах, имеют удаленное расположение их линий горизонтальной тяги от продольной оси фюзеляжа, что увеличивает индуктивное сопротивление системы винт-крыло и осложняет управление на переходных режимах полета. Третья - это то, что газотурбинный двигатель дополнительно снабжен газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными на удлинительной сопловой трубке двигателя на конце хвостовой балки, что усложняет продольно-путевое управление. Кроме того, использование одного двигателя в его силовой установке (СУ) существенно снижает надежность выполнения полетов и в, частности, при выполнении зависания и, особенно, при его отказе. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи, но и улучшения управляемости по курсу и тангажу и, особенно, при выполнении зависания вблизи поверхности земли.
Известен беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) [1] фирмы Agusta Westland "Project Zero" (Италия/Англия) [патент EP №2551190], выполненный со среднерасположенным необычной формы крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные части крыла от кольцевых консолей крыла, внутри последних смонтированы электромоторы с винтами в поворотных кольцевых каналах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и аккумуляторные батареи, V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой опорой.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0° до +97,5°, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов полномасштабного БЭКП между поворотными электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 500 км/ч и высоту полета до 7500 м, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой. Для зарядки аккумуляторов воздушные винты при его нахождении на земле могут выставляться в "наклонном" положении, играя роль ветряков электрогенераторов.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на внутренних секциях крыла поворотных кольцевых каналов с электромоторами и винтами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, оснащенное сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры двух винтов ограничены диаметром кольцевых каналов и, как следствие, ограничивает вертикальную тяговооруженность, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными вверх тянущими винтами на угол 45° при обеспечении угла опрокидывания ϕ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10-12%. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота каналов с винтами, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот двухвинтовой БЭКП не может, так как радиус его кольцевых каналов гораздо больше высоты их установки, что значительно уменьшает безопасность и сложность продольного и поперечного управления с V-образным оперением, особенно, на переходных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Недостатком является также неразвитое V-образное оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов при асимметрии тяги. Кроме того, электрические двигатели с постоянными магнитами имеют воздушное охлаждение, а источником их энергии является пакет литиево-ионных аккумуляторных батарей на 135 А⋅ч напряжением 360 B, который состоит из 300 ячеек с плотностью энергии 0,2 кВт/кг. Если взлетная масса демонстратора "Project Zero" сопоставима с массой, например, конвертоплана «Доук VZ-4DA» (около 1180 кг), то анализ показывает, что масса узлов и компонентов, которые могут быть заменены электрическими устройствами (двигатель, трансмиссия, СУ, топливная система и др.) составляет 27…40% от взлетной его массы. Поэтому, если ожидаемое время полета такого БЭКП может составлять порядка 20…25 минут, то только двухрежимная гибридная СУ, в которой используется совместный привод несущих винтов от газотурбинных двигателей и электродвигателей с генераторным источником питания и аккумуляторными батареями, используемыми в качестве аварийного источника питания (для посадки при отказах) может обеспечить достижение продолжительности полета порядка 2…3 часа.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный самолет с укороченным взлетом и посадкой ОКБ-155 (Россия) [Научно-популярный журнал ВВС. Авиация и космонавтика №3, 2001 г., с. 37], имеющий двухбалочную схему со среднерасположенным крылом, содержит короткий фюзеляж и на его конце двигатель и задний редуктор со спаренными винтами, обеспечивающими горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением на удлиненных поворотных валах между разнесенных балок двухкилевого оперения вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы и со среднерасположенным стреловидным крылом, снабженным разнесенными балками с двухкилевым оперением. Спаренные соосные винты на удлиненных поворотных валах (отклоняемые между разнесенными балками), расположенные в задней части фюзеляжа и обеспечивающие горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 60° соответственно при вертикальном взлете, посадке и висении или при выполнении посадки с коротким пробегом, но и технологии укороченного взлета.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что диаметры отклоняемых вниз задних соосных винтов ограничены высотою стоек главного шасси и как, следствие, это ограничивает вертикальную тяговооруженность, а однодвигательная СУ, снижая надежность вертикального взлета при его отказе, ограничивает взлетный его вес и с целью его увеличения предопределяет возможность только короткого взлета и посадки с отклоненными винтами на угол 60°. Вторая - это то, что средства аэродинамической балансировки при помощи подвижных концевых частей крыла предопределяет конструктивно сложное крыло, снабженное сложной системой их отклонения и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Третья - это то, что подвижные концевые части крыла с увеличением их угла отклонения в плоскости хорды крыла вперед на некоторые углы на переходных режимах полета создают опасность появления пикирующего момента до создания стабилизатором двухкилевого оперения необходимой парирующей силы, что снижает надежность и безопасность. Это также предопределяет удаленное расположение стабилизатора от центра масс и, следовательно, увеличение длины разнесенных балок и, как следствие, планера, что усложняет продольную балансировку на переходных режимах полета и не обеспечивает достаточную стабильность управления. Четвертая - это то, что при взлете и посадке самолета соосные трехлопастные винты, имеющие взаимно противоположное вращение, при помощи гидравлического привода поворачиваются относительно оси редуктора вниз создают тем самым наклонную/вертикальную тягу (двухбалочная схема в полной мере способствует свободному отклонению винтов между разнесенных балок). При этом вынужденно близкое расположение осевой вертикальной линии соосных винтов к центру масс самолета предопределяет в отклоненном вниз положении затенение их в межбалочном пространстве центорпланом крыла, создавая при этом значительную потерю в вертикальной их тяге. Все это ограничивает и, особенно, за счет не полного использования вертикальной тяговооруженности повышение взлетного веса и увеличения весовой отдачи, эксплуатационных характеристик, показателей транспортной и топливной эффективности.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном самолете с укороченным взлетом и посадкой упрощения конструкции и исключения подвижных концевых частей крыла, повышения полезной нагрузки и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на продольную балансировку при висении и упрощения путевой, поперечной и продольной управляемости, повышения скорости и дальности полета, но и топливной эффективности.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального самолета с укороченным взлетом и посадкой, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по аэродинамической схеме "утка" и с упомянутым коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленным его кормовой частью с межбалочным наплывом крыла, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z так, чтобы левый и правый ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла, образующую с задней кромкой внешних консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане, и концепции ярусного расположения разновеликих винтов (ЯРРВ), по меньшей мере, в двух ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2), включающей в каждом ПКК с противоположным вращением двухлопастные винты в нижней продольной меньшей их паре, размещенной под центральным большим винтом на вертикальных валах в обтекателях, смонтированных в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости и стреловидных его секциях внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних консолей крыла, оснащенных флапперонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке, при этом вертикальные кили с рулями направления и под балочными килями, установленные на концах соответствующих балок, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии, причем при вертикальном положении каждого ПКК, имеющего как верхний четырехлопастной больший винт, так и нижние двухлопастные перекрещивающиеся меньшие винты, выполненные все из них в виде чашеобразных винтов с саблевидными в плане лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности своей втулки, образующей конус винта и выполненной в виде усеченного конуса, имеющего угол α=180°-2β, град, (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β - угол между каждой лопастью винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, чашеобразные втулки которых с V-образными как бы их лопастями размещены от оси поворота ПКК так, чтобы законцовки лопастей большего/меньших винтов размещались на входе/выходе в/из ПКК соответственно, причем при вертикальном положении каждого ПКК с разновеликими винтами, меньшие из которых обеспечивают компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной меньшей группе, а верхние большие винты при этом из двух ПКК, вращающиеся в противоположные стороны между собой, например, в правом и левом ПКК при виде сверху соответственно по часовой стрелке и против, создают также компенсацию реактивных крутящих их моментов и имеют диаметр, определяемый из соотношения: Dб=2Rм×cosβ+z, м (где: Dб - диаметр большего винта; Rм - протяженность полного размаха лопасти до оси вращения меньшего винта; cosβ - косинус угла между каждой лопастью меньшего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения; z - разнос осей вращения меньших винтов от оси Z-Z и центра ПКК), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, размещены при горизонтальном положении левого и правого ПКК таким образом, что лопасти меньших перекрещивающихся винтов, разнесенных при виде спереди от оси Z-Z и центра ПКК вниз и вверх, установлены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии соответственно, причем он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении ПКК двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов, лопасти которых установлены во флюгерное положение, оснащен движительной системой с двумя большими винтами, размещенными в передней части каждого ПКК и представляющими собой как бы тянущие чашеобразные импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 75%, так и 80% или 85% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на чашеобразные импеллеры, но и обратно, система трансмиссии, включающая синхронизирующий Т-образный в плане главный редуктор, смонтированный в центроплане крыла между левым и правым ПКК в его центре масс по оси Z-Z и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от двух газотурбинных двигателей (ГТД), расположенных один над другим по плоскости симметрии в задней части центроплана крыла в совместной гондоле и имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи от главного редуктора посредством левого и правого синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла к входным валам Т-образных угловых редукторов, выходные валы которых, направленные в противоположные стороны, связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими редукторами винтов, смонтированными совместно с T-образным угловым редуктором в общем корпусе, выполняющим как бы роль центрального тела ПКК, и имеющими выходные вертикальные валы в обтекателях с большим и перекрещивающимися меньшими винтами, при этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в самолет с горизонтальным положением ПКК, так и выполнение автоматического отклонения флапперонов на консолях крыла на соответствующие углы, изменяющиеся соответственно от скорости и высоты полета для поддержания фюзеляжа в строго горизонтальном его положении при аварийной посадке с зафиксированными винтами во флюгерном их положении тормозами винтов.
Кроме того, его электрическая силовая установка (ЭСУ), выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода двойного вращения, смонтированная в обтекателе центрального тела каждого упомянутого ПКК, снабжена биротативным электродвигателем (БЭД), обеспечивающим вращение и ротора, и статора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны соответственно с упомянутыми редукторами большего и меньших винтов посредством упомянутых электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления, но и перед последней оснащена как вспомогательно-зарядной ЭСУ, включающей обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), вал ротора которого выходит в противоположные стороны для передачи крутящего момента и вращательно связанным соосно с выходным и входным валами соответственно БЭД, вращаемого от его статора, и упомянутой электромагнитной синхронизирующей муфты сцепления редуктора меньших винтов, так и системой управления электропривода, включающей все аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи и водородно-воздушные топливные элементы, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим БЭД и ОЭМГ, а также переключающим дополнительную как электрическую, так и генерирующую мощность ОЭМГ соответственно при его работе как в режиме электромотора и при передаче пиковой мощности совместно с БЭД на редуктор меньших винтов для выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и при этом с его питанием от аккумуляторов и топливных элементов совместно с БЭД, так и в режиме электрогенератора для подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который после выполнения ВВП и переходного маневра при горизонтальном положении ПКК, но и отключения задних меньших винтов по полету от трансмиссии и при полетной конфигурации двухвинтового самолета обеспечивает способ генерации электрической номинальной мощности только от внутреннего источника энергии - выходной вал, вращаемый от статора БЭД, получающий электроэнергию при этом только от топливных элементов и одновременно передающий крутящий момент с выходного вала, вращаемого от ротора БЭД, на входной вал редуктора большего винта, при этом верхняя и нижняя гондолы, выполненные в виде соответствующих быстро съемных обтекателей, имеющих специальные внутренние каркасы для совместно смонтированных аккумуляторных батарей и топливных элементов, установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждого обтекателя и подключенных посредством коммутационных специальных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ таким образом, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно, размещены соответственно в передних и задних частях верхнего и нижнего каркасов таким образом, чтобы соответственно положительные и отрицательные клеммы их полюсов были соединены между собой посредством переднего и заднего контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части верхнего и нижнего каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели режимов, верхний и нижний их которых включены между соответствующими минусами и плюсами клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов, причем между плюсами и минусами клемм верхнего и нижнего каркасов как топливных элементов, так и аккумуляторов на виде сверху включены соответственно как задний, так и передний контакторы, которые автоматически подключают и отключают напряжение на БЭД при переключении его питания с топливных элементов на аккумуляторы, так и на ОЭМГ в момент выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и переключении его в режим работы электромотора соответственно, но и подключает и отключает вырабатываемое напряжение от ОЭМГ в режиме его работы как электрогенератора и подачу на аккумуляторы после срабатывания емкостного датчика соответственно при достижении (25% от полной емкости) полной их зарядки и при одновременном (подключении) отключении вращения ОЭМГ от выходного вала БЭД, вращаемого от его статора.
Кроме того, с целью уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого чашеобразного винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу каждой 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 размаха 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 размаха каждой лопасти R 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 чашеобразного винта и 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, образуя в направлении вдоль всей протяженности полного размаха как бы усеченную ее клиновидность.
Кроме того, 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 передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, но 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.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный конвертоплан с канальными винтами (БККВ), который выполнен по аэродинамической схеме "утка" и с упомянутым коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленным его кормовой частью с межбалочным наплывом крыла, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z таким образом, чтобы левый и правый ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла, образующую с задней кромкой внешних консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане, и концепции ярусного расположения разновеликих винтов (ЯРРВ), по меньшей мере, в двух ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2), включающей в каждом ПКК с противоположным вращением двухлопастных винтов в нижней продольной перекрещивающейся меньшей их паре, размещенной под центральным большим винтом на вертикальных валах в обтекателях, смонтированных в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости и стреловидных их секциях внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних консолей крыла, оснащенных флапперонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке. При этом вертикальные кили с рулями направления и под балочными килями, установленные на концах соответствующих балок, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии. Причем при вертикальном положении каждого ПКК, имеющего как верхний четырехлопастной больший винт, так и нижние двухлопастные меньшие винты, выполненные все из них в виде чашеобразных винтов с саблевидными в плане лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности своей втулки, образующей конус винта и выполненной в виде усеченного конуса, имеющего угол α=180°-2β, град. (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β - угол между каждой лопастью винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения). При этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, чашеобразные втулки которых с V-образными как бы их лопастями размещены от оси поворота ПКК так, чтобы законцовки лопастей большего/меньших винтов размещались на входе/выходе в/из ПКК соответственно. Причем при вертикальном положении каждого ПКК с разновеликими винтами, меньшие из которых обеспечивают компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной меньшей группе, а верхние большие винты при этом из двух ПКК, вращающиеся в противоположные стороны между собой, например, в правом и левом ПКК при виде сверху соответственно по часовой стрелке и против, создают также компенсацию реактивных крутящих их моментов и имеют диаметр, определяемый из соотношения: Dб=2Rм×cosβ+z, м (где: Dб - диаметр большего винта; Rм - протяженность полного размаха лопасти до оси вращения меньшего винта; cosβ - косинус угла между каждой лопастью меньшего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения; z - разнос осей вращения меньших винтов от оси Z-Z и центра ПКК). При этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, размещены при горизонтальном положении левого и правого ПКК таким образом, что лопасти меньших перекрещивающихся винтов, разнесенных при виде спереди от оси Z-Z и центра ПКК вниз и вверх, установлены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии соответственно. Причем он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении ПКК двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов, лопасти которых установлены во флюгерное положение, оснащен движительной системой с двумя большими винтами, размещенными в передней части каждого ПКК и представляющими собой как бы тянущие чашеобразные импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 75%, так и 80% или 85% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на чашеобразные импеллеры, но и обратно. Система трансмиссии, включающая синхронизирующий Т-образный в плане главный редуктор, смонтированный в центроплане крыла между левым и правым ПКК в его центре масс по оси Z-Z и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от двух ГТД, расположенных один над другим по плоскости симметрии в задней части центроплана крыла в совместной гондоле и имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи от главного редуктора посредством левого и правого синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла к входным валам T-образных угловых редукторов, выходные передний и задний валы которых связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими синхронизирующими редукторами винтов, смонтированными совместно с T-образным угловым редуктором в общем корпусе, выполняющим как бы роль центрального тела ПКК, и имеющими выходные вертикальные валы в обтекателях с большим и перекрещивающимися меньшими винтами. При этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в самолета с горизонтальным положением ПКК, так и выполнение автоматического отклонения флапперонов на консолях крыла на соответствующие углы, изменяющиеся от скорости и высоты полета. Поскольку особенности ярусного размещения несущих винтов в ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2) связаны с реализацией принципиально нового способа увеличения тяги канальных винтов по сравнению с аналогичными соосными винтами, то это достигается тем, что струя от верхнего большего винта сужается по бокам к двум нижним продольным меньшим винтам на 30,6% до каждого их диаметра, то нижние винты имеют возможность осуществлять дополнительный боковой (слева и права) подсос воздуха. Что весьма увеличивает сечение струи и, значит, их совместную тягу.
Предлагаемое изобретение полностью электрического БККВ двухбалочной схемы и компоновки "утка" исполнения ЯРРВ-(X1+2)×2 в двух ПКК с вариантами его использования иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.
На фиг. 1a изображен БККВ на общем виде спереди в полетной конфигурации двухвинтового самолета при горизонтальном положении двух ПКК и крейсерском скоростном полете с задними меньшими винтами во флюгерном положении с условным расположением левого ПКК на режимах ВВП или зависания.
На фиг.1б изображен БККВ на общем виде сверху в полетной конфигурации шестивинтового вертолета при вертикальном положении двух ПКК для выполнения ВВП или зависания с двухкилевым оперением, вынесенным назад за крыло на балках.
Высокоскоростной полностью электрический БККВ, представленный на фиг. 1 и выполненный по двухбалочной схеме и компоновке "утка" исполнения ЯРРВ-(X1+2)×2 в двух ПКК, содержит стреловидное цельно-поворотное переднее горизонтальное оперение 1 (ЦПГО) и короткий фюзеляж 2, имеющий каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленный его кормовой частью 3 с межбалочным наплывом 4 крыла 5, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом 5, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза 6, обеспечивающих внутри последних отклонение ПКК с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z таким образом, чтобы левый 7 и правый 8 ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла 5, образующую с задней кромкой внешних 9 консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане. Центральное тело, смонтированное в обтекателе 10 внутри ПКК 7-8 на профилированных ребрах жесткости 11 и стреловидных секциях 12 внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних 9 консолей крыла, оснащенных флапперонами 13 и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке (на фиг.1 не показано). Вертикальные кили 14 с рулями направления 15 и под балочными 16 килями, установленные на концах соответствующих балок 17, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии (см. фиг. 1б). В каждом обтекателе 10 центрального тела ПКК 7-8 установлены БЭД 18 и ОЭМГ 19. Последовательного возбуждения и открытого типа каждый БЭД 18, обеспечивающий вращение как статора, так и ротора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны через соответствующие редукторы чашеобразных винтов как с верхним четырехлопастным большим винтом 20, так и с продольными с нижними передним 21 и задним 22 (см. фиг. 1а) меньшими винтами, последние два представлены на фиг. 1б с синусоидальными утончениями лопастей так, что лопасти винтов 21 и 22 размещены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии (ось Х-Х). Нижняя и верхняя гондолы 23-24 имеют быстро съемные каркасы для совместного размещения аккумуляторных батарей и топливных элементов (на фиг. 1 не показаны), установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждой гондолы 23-24 и подключенных посредством коммутационных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ так, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно и размещены соответственно в передних и задних частях нижнего и верхнего каркасов так, чтобы положительные и отрицательные клеммы их полюсов были соединены между собой посредством соответственно переднего 25 и заднего 26 контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части нижнего и верхнего каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели 27 режимов, нижний и верхний из которых включены между соответствующими минусами и плюсами их клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов. Целевая нагрузка - оптико-электронная, радиотехническая и разведывательная аппаратура (для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени), а также широкополосный передатчик с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу размещена в подфюзеляжном обтекателе 28, имеющем спереди оптические гиростабилизированные фото-видео системы, которые работают в инфракрасном диапазоне (на фиг. 1 не показаны). Для выполнения технологии ВВП и КВП используется трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой 29 и боковыми главными 30 амортизационными стойками, смонтированными в носовой нише фюзеляжа 2 и задних отсеках разнесенных балок 17.
Управление высокоскоростным БККВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага больших (верхних) левого и правого 20 и продольных (нижних) меньших 21-22 несущих винтов в каждом ПКК 7-8, но и отклонением ЦПГО 1, флапперонов 13 крыла 5 и рулей направления 15 вертикальных килей 14. При крейсерском полете подъемная сила создается ЦПГО 1, крылом 5 и внутренними секциями крыла 12 внутри левого 7 и правого 8 ПКК, горизонтальная маршевая тяга - только двумя большими 20 винтами в левом 7 и правом 8 ПКК, на режиме висения только винтами двумя большими (верхними) 20 и четырьмя продольными меньшими (нижними) 21-22 в двух ПКК 7-8, на режиме перехода - ЦПГО 1, крыльями 5 и 12 совместно с винтами двумя большими 20 и четырьмя продольными меньшими 21-22. При отклонении вверх на угол 30° двух ПКК 7-8 от их горизонтального положения обеспечивается выполнение технологии КВП, подъемная сила при этом создается ЦПГО 1, крыльями 5 и 12 с соответствующим отклонением флапперонов 13 внешних консолей 9 крыла 5, а взлетная тяга всеми тяговыми винтами двумя большими 20 и четырьмя меньшими 21-22 в двух ПКК 7-8.
Для вертикального подъема БККВ исполнения ЯРРВ-(X1+2)×2 в двух ПКК 7-8 необходимо одновременно увеличить шаг двух больших (верхних) 20 и четырех продольных (нижних) 21-22 несущих винтов с одновременным увеличением мощности всех двигателей ЭСУ, и он вертикально поднимется до высоты 60 м. На этой высоте после уменьшения шага винтов верхних 14-15 и нижних 17-18 и мощности двигателей до тех пор, пока БККВ не зависнет при вертикальном положении его ПКК 7-8. При висении на вертолетных режимах полета поперечное и продольное управление БККВ осуществляется при одновременном изменении шага двух несущих больших (верхних) 20 винтов и в передней 21 и задней 22 от оси Z-Z паре меньших (нижних) группе винтов соответственно, а путевое управление - при одновременном изменении крутящих моментов каждой диагонально расположенной в передней 21 и задней 22 от оси Z-Z паре меньших (нижних) группе винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов.
После завершения режима висения БККВ для горизонтального его полета он переходит на режим наклона ПКК 7-8 и, наклоняясь их верхней частью вперед, он начнет перемещаться горизонтально. По мере увеличения наклона ПКК 7-8 скорость его увеличится и возможен переход к скоростному его горизонтальному полету. После набора высоты и после перехода БККВ на крейсерский режим полета задние меньшие винты 21-22 отключаются от трансмиссии синхронно устанавливаются во флюгерное положение и затормаживаются. При этом путевое управление обеспечивается рулями направления 15 вертикальных килей 14. Продольное и поперечное управление БККВ осуществляется синфазным и дифференциальном отклонением ЦПГО 1 и флапперонов 13 внешних консолей 9 крыла 5 соответственно. На самолетных режимах полета БККВ при создании горизонтальной тяги его передние винты 20 - тянущие импеллеры имеют взаимно противоположное их вращения и, тем самым, соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание его крыльев 5 и 12, но и весьма повышающее эффективность крейсерского скоростного полета.
Таким образом, конструктивно-силовая двухбалочная схема «утка» с ЦПГО и крылом с наплывами обеспечивают максимальную разгрузку и фюзеляжа, и разновеликих несущих винтов от действия аэродинамических и массовых сил, а многовинтовые вертолеты и, особенно, с ярусным размещением несущих винтов в каждом ПКК по схеме ЯРРВ-(X1+2), создающих реализацию принципиально нового способа увеличения тяги канальных винтов с расположением перекрещивающихся продольных меньших винтов под центральным большим несущим винтом, что они устойчивы и управляемы, а, значит, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений и могут являться предметом их исследования и усовершенствования, но и освоения полностью электрического БККВ-0,3 и высокоскоростного турбовинтового БККВ-1,0.
1. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами, имеющий двухбалочную схему со среднерасположенным крылом, содержит короткий фюзеляж и на его конце двигатель и задний редуктор со спаренными винтами, обеспечивающими горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением на удлиненных поворотных валах между разнесенных балок двухкилевого оперения вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он выполнен по аэродинамической схеме "утка" и с упомянутым коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную удобообтекаемую форму и закрепленным его кормовой частью с межбалочным наплывом крыла, смонтированным совместно с его соответствующим развитым центропланом, имеющим от плоскости симметрии два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z так, чтобы левый и правый ПКК были равноудалены от центра масс и не выходили за заднюю кромку центроплана крыла, образующую с задней кромкой внешних консолей крыла как бы пилообразную конфигурацию в плане, и концепции ярусного расположения разновеликих винтов (ЯРРВ), по меньшей мере, в двух ПКК по схеме ЯРРВ-(Х1+2), включающей в каждом ПКК с противоположным вращением двухлопастные винты в нижней продольной меньшей их паре, размещенной под центральным большим винтом на вертикальных валах в обтекателях, смонтированных в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости и стреловидных его секциях внутреннего крыла, размещенного в плоскости стреловидных внешних консолей крыла, оснащенных флапперонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора и выполненных складывающимися вверх на стоянке, при этом вертикальные кили с рулями направления и под балочными килями, установленные на концах соответствующих балок, наклонены соответственно к и от плоскости симметрии, причем при вертикальном положении каждого ПКК, имеющего как верхний четырехлопастной больший винт, так и нижние двухлопастные перекрещивающиеся меньшие винты, выполненные все из них в виде чашеобразных винтов с саблевидными в плане лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности своей втулки, образующей конус винта и выполненной в виде усеченного конуса, имеющего угол α=180°-2β, град, (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β - угол между каждой лопастью винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, чашеобразные втулки которых с V-образными как бы их лопастями размещены от оси поворота ПКК так, чтобы законцовки лопастей большего/меньших винтов размещались на входе/выходе в/из ПКК соответственно, причем при вертикальном положении каждого ПКК с разновеликими винтами, меньшие из которых обеспечивают компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной меньшей группе, а верхние большие винты при этом из двух ПКК, вращающиеся в противоположные стороны между собой, например, в правом и левом ПКК при виде сверху соответственно по часовой стрелке и против, создают также компенсацию реактивных крутящих их моментов и имеют диаметр, определяемый из соотношения: Dб=2Rм×cosβ+z, м (где: Dб - диаметр большего винта; Rм - протяженность полного размаха лопасти до оси вращения меньшего винта; cosβ - косинус угла между каждой лопастью меньшего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения; z - разнос осей вращения меньших винтов от оси Z-Z и центра ПКК), при этом в каждом ПКК больший и меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, размещены при горизонтальном положении левого и правого ПКК таким образом, что лопасти меньших перекрещивающихся винтов, разнесенных при виде спереди от оси Z-Z и центра ПКК вниз и вверх, установлены перпендикулярно и параллельно плоскости симметрии соответственно, причем он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении ПКК двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов, лопасти которых установлены во флюгерное положение, оснащен движительной системой с двумя большими винтами, размещенными в передней части каждого ПКК и представляющими собой как бы тянущие чашеобразные импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 75%, так и 80% или 85% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на чашеобразные импеллеры, но и обратно, система трансмиссии, включающая синхронизирующий Т-образный в плане главный редуктор, смонтированный в центроплане крыла между левым и правым ПКК в его центре масс по оси Z-Z и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от двух газотурбинных двигателей (ГТД), расположенных один над другим по плоскости симметрии в задней части центроплана крыла в совместной гондоле и имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи от главного редуктора посредством левого и правого синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла к входным валам Т-образных угловых редукторов, выходные валы которых, направленные в противоположные стороны, связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими редукторами винтов, смонтированными совместно с Т-образным угловым редуктором в общем корпусе, выполняющим как бы роль центрального тела ПКК, и имеющими выходные вертикальные валы в обтекателях с большим и перекрещивающимися меньшими винтами, при этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в самолет с горизонтальным положением ПКК, так и выполнение автоматического отклонения флапперонов на консолях крыла на соответствующие углы, изменяющиеся соответственно от скорости и высоты полета для поддержания фюзеляжа в строго горизонтальном его положении при аварийной посадке с зафиксированными винтами во флюгерном их положении тормозами винтов.
2. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами по п. 1, отличающийся тем, что его электрическая силовая установка (ЭСУ), выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода двойного вращения, смонтированная в обтекателе центрального тела каждого упомянутого ПКК, снабжена биротативным электродвигателем (БЭД), обеспечивающим вращение и ротора, и статора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны соответственно с упомянутыми редукторами большего и меньших винтов посредством упомянутых электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления, но и перед последней оснащена как вспомогательно-зарядной ЭСУ, включающей обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), вал ротора которого выходит в противоположные стороны для передачи крутящего момента и вращательно связанным соосно с выходным и входным валами соответственно БЭД, вращаемого от его статора, и упомянутой электромагнитной синхронизирующей муфты сцепления редуктора меньших винтов, так и системой управления электропривода, включающей все аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи и водородно-воздушные топливные элементы, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим БЭД и ОЭМГ, а также переключающим дополнительную как электрическую, так и генерирующую мощность ОЭМГ соответственно при его работе как в режиме электромотора и при передаче пиковой мощности совместно с БЭД на редуктор меньших винтов для выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и при этом с его питанием от аккумуляторов и топливных элементов совместно с БЭД, так и в режиме электрогенератора для подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который после выполнения ВВП и переходного маневра при горизонтальном положении ПКК, но и отключения задних меньших винтов по полету от трансмиссии и при полетной конфигурации двухвинтового самолета обеспечивает способ генерации электрической номинальной мощности только от внутреннего источника энергии - выходной вал, вращаемый от статора БЭД, получающий электроэнергию при этом только от топливных элементов и одновременно передающий крутящий момент с выходного вала, вращаемого от ротора БЭД, на входной вал редуктора большего винта, при этом верхняя и нижняя гондолы, выполненные в виде соответствующих быстро съемных обтекателей, имеющих специальные внутренние каркасы для совместно смонтированных аккумуляторных батарей и топливных элементов, установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждого обтекателя и подключенных посредством коммутационных специальных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ таким образом, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно, размещены соответственно в передних и задних частях верхнего и нижнего каркасов таким образом, чтобы соответственно положительные и отрицательные клеммы их полюсов были соединены между собой посредством переднего и заднего контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части верхнего и нижнего каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели режимов, верхний и нижний их которых включены между соответствующими минусами и плюсами клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов, причем между плюсами и минусами клемм верхнего и нижнего каркасов как топливных элементов, так и аккумуляторов на виде сверху включены соответственно как задний, так и передний контакторы, которые автоматически подключают и отключают напряжение на БЭД при переключении его питания с топливных элементов на аккумуляторы, так и на ОЭМГ в момент выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и переключении его в режим работы электромотора соответственно, но и подключает и отключает вырабатываемое напряжение от ОЭМГ в режиме его работы как электрогенератора и подачу на аккумуляторы после срабатывания емкостного датчика соответственно при достижении (25% от полной емкости) полной их зарядки и при одновременном (подключении) отключении вращения ОЭМГ от выходного вала БЭД, вращаемого от его статора.
3. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами по п. 1 или 2, отличающийся тем, что с целью уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого чашеобразного винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу каждой 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 размаха 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 размаха каждой лопасти R 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 чашеобразного винта и 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, образуя в направлении вдоль всей протяженности полного размаха как бы усеченную ее клиновидность.
4. Беспилотный конвертоплан с канальными винтами по п. 3, 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 передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной формы в плане в соответствующей зоне, но 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.
