Скоростной гибридный винтокрыл

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Скоростной гибридный винтокрыл (СГВК) имеет на концах консолей крыла несущие винты с редукторами, двигатели силовой установки (СУ), связанные соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, фюзеляж и хвостовое оперение. СГВК снабжен между высокорасположенными крыльями замкнутой конструкции (КЗК) однолопастными большими несущими винтами (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающими создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и меньшими винтами, смонтированными между килей U-образного оперения на его межкилевом профилированном Т-образном при виде спереди пилоне. СГВК выполнен с возможностью преобразования полетной конфигурации с винтокрыла или вертолета после выполнения КВП или ВВП в скоростной винтокрыл или самолет с маршевыми меньшими винтами с большими НВ, работающими на режимах, близких к их авторотации, или при зафиксированных лопастях-крыльях левого и правого больших НВ. Обеспечивается увеличение полезной нагрузки и весовой отдачи, повышение скорости и дальности полета, упрощение продольной балансировки. 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции скоростных гибридных винтокрылов, имеющих между крыльями замкнутой конструкции (КЗК) с противоположным вращением два поперечных несущих винта, обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и два тянущих винта между килей U-образного оперения для горизонтального полета при зафиксированных двух лопастях-крыльях однолопастных несущих винтов на пилонах, размещенных на законцовках первого стреловидного крыла и под обтекателем второго верхнего крыла обратной стреловидности системы КЗК.

Известен беспилотный винтокрыл модели Quadcruiser европейской фирмы Airbus Group, имеющий четыре подъемных и один маршевый вертикально и горизонтально ориентированных двигателя соответственно с несущими и задним винтами, используемыми на вертолетных и самолетных режимах полета и размещенными на концах тандемных крыльев и фюзеляжа за вторым крылом в мотогондолах.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенных тандемных крыльев, снабженных четырьмя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю продолговатую гондолу, вынесенную за соответствующие кромки крыльев с вертикально ориентированными электромоторами и несущими винтами. Толкающий винт, расположенный соответственно сзади фюзеляжа за вертикальным оперением, обеспечивает маршевую тягу для горизонтального крейсерского полета со скоростью 90 км/ч.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что "Quad-cruiser" четырехвинтовой несущей схемы и с задним толкающим винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на самолетных режимах полета, имеет сложную схему управления электромоторами при независимом вращении четырех несущих винтов на вертолетных режимах полета, малую полезную нагрузку и весовую отдачу. Вторая - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом несущие винты одинакового диаметра имеют радиусы, не превышающие длину продолговатых гондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Кроме того, это также усложняет конструкцию крыла с надкрыльными мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его планера. Третья - это то, что аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для крейсерского полета, создают тандемные крылья, являясь несущими аэродинамическими поверхностями, а дополнительную подъемную силу - четыре несущих винта, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с крыльями ограничена. Поэтому возможность повышения маневренности при переходных маневрах и увеличения весовой отдачи при повышении скорости, взлетного веса и времени полета боле 50 минут, но и геометрических стояночных размеров планера весьма ограничено.

Известен комбинированный винтокрыл модели «Ротодайн» фирмы «Вестланд» (Англия), содержащий высокорасположенное крыло и на пилоне над фюзеляжем несущий винт с реактивным приводом, два турбовинтовых двигателя, расположенных в подкрыльных гондолах, обеспечивающих подачу сжатого воздуха для реактивного привода несущего винта и приводящих во вращение тянущие винты, хвостовое двухкилевое оперение, имеющее складывающиеся верхние части килей при вертикальном взлете и посадке, и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой опорой.

Признаки, совпадающие - наличие на пилоне над фюзеляжем несущего винта большого диаметром 31,8 м, создающего вертикальную тягу только при вертикальном взлете и посадке, а два турбовинтовых двигателя мощностью по 5250 л.с., используемых располагаемую их мощность при взлете для работы компрессора, который засасывал воздух, сжимал его до четырех атмосфер и подавал через систему трубопроводов к соплам на концах четырех лопастей несущего винта и приводящих тянущие винты, расположенные на крыле, обеспечивающие горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущий винт станет вращаться на режиме самовращения, как у автожира, создавая только 40% необходимой подъемной силы, а 60% будут создаваться крылом, что позволит винтокрылу достичь более высокую экономичность, чем у вертолета, а избыточная тяговооруженность его силовой установки, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе, обеспечивает диапазон скоростей его полета 325…340 км/час и дальность полета до 1100 км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания и подъемной силы, и горизонтальной тяги (несущий винт и тянущие винты на крыле), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению аппарата, особенно, с несущим винтом, имеющим управление циклического изменения его шага, шарнирное крепление лопастей и реактивный привод, а также увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, снижению весовой отдачи и дальности действия. Вторая - это то, что при испытаниях винтокрыла выяснилось, что его конструкция отличается очень большой сложностью и требует доводки и, в частности, при отказе одного из двух турбовинтовых двигателей, что также усложняет путевую стабилизацию из-за отсутствия синхронизирующего вала трансмиссии, что снижает надежность крейсерского полета. Расход топлива оказался более высоким, чем у вертолета, а преимущества автожирного полета нельзя было реализовать полностью, особенно, на коротких маршрутах. Кроме того, уровень шума работающих реактивных сопел несущего винта при взлете и посадке был настолько высок, что делал невозможной эксплуатацию винтокрыла в пригородных районах. Третья - это то, что на режиме висения поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в его вертикальной тяге, затормаживается. При этом, скоростной воздушный поток, отбрасываемый от консолей крыла, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения. Четвертая - в винтокрыле одновинтовой несущей схемы с реактивным приводом имеют место в силовой установке и, в частности, потери в системе трубопроводов подачи сжатого воздуха к соплам несущего винта, а также опасность, создаваемая несущим винтом для вертикальных килей. Поэтому последние имеют складывающиеся верхние части, что приводит к усложнению и утяжелению конструкции. Причем при вертикальном его взлете два тянущих винта и крыло бесполезны и при этом мощность двигателей полностью используется для работы компрессора, который подает сжатый воздух через систему трубопроводов к соплам на концах лопастей несущего винта, а в горизонтальном полете лишним может оказаться и несущий винт. Все это усложняет конструкцию и ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета, но показателей топливной эффективности.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный винтокрыл модели Ка-22 ОКБ «им. Камова» (РФ), имеющий на концах консолей крыла несущие винты с редукторами и двигателями силовой установки (СУ), связанными соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, размещенные соответственно спереди мотогондол и над обтекателями их редукторов, содержит фюзеляж и хвостовое оперение.

Признаки, совпадающие - на концах крыла умеренного удлинение λ=5,4 и размаха 23,8 м имеются пилоны с несущими винтами диаметром 22,5 м, вращающимися в противоположных направлениях. Каждый несущий винт, вал которого отклонен вперед по полету, имеет автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают в большей степени пропеллеры. Два турбовинтовых двигателя Д-25 ВК мощностью по 5500 л.с., используемых 95% их мощности при ВВП и ее меньшую часть при горизонтальном полете соответственно на привод несущих винтов (почти 15% при взлетном весе Gвз = 42500 кг) при создании ими подъемной силы и пропульсивной тяги, но и пропеллеров АВ-62, расположенных спереди гондол двигателей, обеспечивающих горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущие винты станут вращаться на режиме близко к самовращению, как у автожира, создавая только подъемную силу при горизонтальном полете (авторотирующие несущие винты используются как несущие поверхности, не создавая пропульсивной тяги), а потребную при этом маршевую тягу для горизонтального полета будут создавать пропеллеры, что обеспечит винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а высокая тяговооруженность его силовой установки, имеющей удельную нагрузку на мощность ρN = 3,4 кг/л.с., может создавать диапазон скоростей полета 340…356 км/ч с ПН = 6,0 тонн и после выполнения ВВП при взлетном его весе 37500 кг, обеспечивая при этом и дальность полета до 1100 км. Испытания Ка-22 показали, что при взлете с разбегом 190 м вес ПН взрастает до 10 тонн (при Gвз = 42500 кг). При его посадке «по-самолетному» (Gвз = 35500 кг) посадочная дистанция менее 130 м. При скорости полета свыше 150 км/ч винтокрыл Ка-22 вел себя как самолет и крыло при этом несет 60% его взлетного веса.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания подъемной силы и горизонтальной тяги, что неизбежно ведет к его утяжелению и снижению весовой отдачи, особенно, с пропеллерами, смонтированными под несущими винтами, но и увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации несущих винтов, имеющих автоматы перекоса с управлением общего и циклического изменения их шага и, как следствие, значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Вторая - это то, что на режиме висения поток от несущих винтов, обдувая консоли «самолетного» крыла площадью 105,0 м2 и создавая значительную (почти 12,5%) общую потерю в их вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от крыла и даже при отклоненных закрылках и со средней аэродинамической хордой крыла равной 3,9 м, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущих винтов 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 каждого несущего винта над фюзеляжем 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 этих участков как раз над консолями крыла. Третья - это то, что в винтокрыле поперечной схемы с двумя винтомоторными и движительно-несущими винтовыми системами, смонтированными на концах высокорасположенного крыла соответственно в подкрыльных гондолах и надкрыльевых пилонах, предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой редуцирования несущих винтов и пропеллеров в общем редукторе и не имеющее корневую хорду больше концевой, что увеличивает и индуктивные потери. Четвертая - это то, что для обеспечения прочности и жесткости крыла большого размаха, необходимо увеличивать строительную высоту крыла и площадь сечения силовых элементов, что приводит к значительному увеличению веса конструкции, увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к снижению скорости и весовой отдачи. Пятая - это то, что расположение двух пропеллеров под несущими винтами усложняет конструкции и приводит к увеличению ее габаритов и вредного сопротивления, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния пропеллеров и несущих винтов. Кроме того, в такой конструкции, не исключалось появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущих винтов на упругом основании. Возникновение резонанса в поперечной схеме увеличивалось из-за наличия тяжелых гондол с винтомоторными установками на концах ферменных консолей крыла, имеющих главные опоры с подкосками неубирающегося колесного шасси, вследствие чего собственные частоты колебаний конструкции оказывались соизмеримы с частотой вращения несущих винтов. Другим недостатком является то, что турбовальные двигатели со свободной турбиной позволяют уменьшить частоту вращения несущих винтов только на 10-12%, а уменьшение частоты их вращения до 40% потребует использование различного рода муфт и коробок скоростей. Что значительно утяжеляет конструкцию и обеспечивает, уменьшая вес топлива, более высокий удельный расход топлива и, как следствие, ограничивает возможность повышения скорости полета и дальности действия, но и показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном винтокрыле модели Ка-22 увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения продольной балансировки при висении и скоростном горизонтальном полете, уменьшения вибраций и исключения возникновение самовозбуждающихся колебаний и резонанса при использовании останавливаемых и не убираемых в полете однолопастных винтов-крыльев.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального скоростного винтокрыла модели Ка-22, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен между высокорасположенными крыльями замкнутой конструкции (КЗК) однолопастными большими несущими винтами (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающими создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и меньшими винтами, смонтированными между килей U-образного оперения на его межкилевом профилированном Т-образном при виде спереди пилоне, для создания при выполнении ВВП и зависания как прямой и обратной тяги для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси, так и обдува отклоненных рулей высоты для соответствующих управляющих моментов по тангажу, но и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях левого и правого больших НВ на надкрыльных пилонах, размещенных как на законцовках первого стреловидного крыла (ПСК), так и под обтекателем второго крыла обратной стреловидности (КОС), снабженного корневыми частями, смонтированными на законцовках килей U-образного оперения, и размещенного выше ПСК в системе КЗК, имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию и образующей при виде спереди от конца килей U-образного оперения левую и правую трапециевидные коробчатые конфигурации, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации с винтокрыла или вертолета после выполнения КВП или ВВП в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевыми меньшими винтами соответственно с большими НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях левого и правого больших НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно к плоскости симметрии и направлены вовнутрь к последней, увеличивая как площадь и несущую способность системы КЗК, так и образуя с его ПСК и КОС схему свободно несущего высокорасположенного триплана, но и обратно, при этом полностью синхронно-сбалансированная система с большими НВ, работающая совместно с шестилопастными левым и правым меньшими винтами, имеющими направление синхронизированного вращения при виде спереди соответственно против и по часовой стрелке, вынесенными соответственно вперед ближе и дальше от передней кромки горизонтальной части Т-образного пилона (ГЧТП) и разнесенными вдоль от оси симметрии на концах ГЧТП с межосевым расстоянием (Lмр), определяемым из соотношения: Lмр = Rмв⋅αмв, м (где Rмв - радиус меньших винтов; αмв = 1,35…1,5 - коэффициент перекрытия меньших винтов в вертикальной поперечной плоскости), обдувают воздушным потоком поверхности ПКС и лопастей-крыльев НВ, повышающим несущую их способность, причем большие левый и правый НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах каждого консольного редуктора, удлиненный полый из которых снабжен неподвижной полой опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом внутри корпуса консольного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его удлиненного вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с законцовкой ПСК в подкрыльном каплевидном обтекателе, при этом противовесы больших НВ, выполненные телескопическими, втягиваются на самолетных режимах полета вовнутрь обтекателя их втулок, образуя лопастями-крыльями НВ трипланную схему с удлинением λтри от 6,5 до 8,0 единиц, причем ПСК и КОС имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 60% и 40% от общей площади бипланной системы КЗК, а лопасти-крылья больших НВ, имеющих в свою очередь их общую площадь, составляющую 26,1-26,7% от суммарной площади трипланной схемы крыльев, при этом обратного сужения консоли ПСК и КОС, создающие на винтокрылых режимах горизонтального полета в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих больших НВ возможность повышения коэффициента подъемной их силы и несущей их способности, особенно, при обдуве консолей большими НВ, работающими совместно с меньшими винтами в ОКК, продольная ось которого размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей при виде сбоку соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, причем флюгерно-реверсивные меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими большими НВ таким образом, когда одна лопасть одного меньшего винта, остановленная перпендикулярно к плоскости симметрии, размещена между двумя лопастями другого меньшего винта, верхняя и нижняя лопасти которого при этом отклонены вовнутрь к плоскости симметрии и установлены к ГЧТП большого удлинения при виде сзади под соответствующим углом 30°, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного отклонения верхнего и нижнего развитых рулей высоты, изменяющих продольную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на внутренних бортах килей U-образного оперения снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от ГЧТП, при этом большие НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от больших НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между большими НВ, например, при виде сверху левый и правый большие НВ вращаются соответственно против и по часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивает устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание при этом более плавного обтекания воздушным потоком консолей ПСК и КОС при максимальном отклонении их соответственно закрылок с внешними флапперонами и закрылок, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовинтовых двигателей (ТВД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован на соответствующем конце ГЧТП в гондоле совместно с редуктором меньшего винта и связан поперечным валом с объединительным редуктором, смонтированным в перекрестии Т-образного пилона и снабженным нижним вертикальным выходным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВД через муфту сцепления на угловой редуктор и посредством продольного вала на промежуточный Т-образный в плане редуктор, имеющий левый и правый поперечные выходные валы, которые проложены в носке консолей ПСК и связаны с соответствующим угловым редуктором большего НВ, смонтированном в профилированном пилоне, при этом плавное перераспределение мощности от двух ТВД обеспечивается объединительным и промежуточным редукторами на меньшие винты и большие НВ соответственно 10% и 90% от располагаемой взлетной их мощности на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN = 3,125 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях левого и правого однолопастных НВ перераспределяется 65% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньшие винты но и обратно.

Кроме того, на вертолетных, но и самолетных режимах полета левый и правый однолопастные НВ соответственно вращаются по часовой и против часовой стрелки, но и зафиксированы так, что образуют при виде спереди внешнюю ступенчатую конфигурацию крыльями-лопастями с консолями КЗК, направленными перпендикулярно от оси симметрии, вынесены наружу от законцовок КЗК, имеющего с лопастями-крыльями НВ общее большое удлинение (λобщ), составляющее величину λобщ от 19,8 до 19,9 единиц, при этом средняя аэродинамическая хорда (САХ) системы КЗК, определяемая из соотношения: м (где: bнв - САХ лопасти НВ), предопределяет при виде спереди их разнесение по вертикали так, что средние линии лопастей больших НВ размещены параллельно средним линиям ПСК и КОС и соответственно равноудалены выше и ниже на величину вертикального зазора (zнв), определяемого из соотношения: zнв = 1/3⋅bкзк, м (где bкзк - САХ консолей системы КЗК), причем широкохордовые однолопастные винты имеют среднюю аэродинамическую хорду лопасти (bсах) и радиус профилированного противовеса (rпп), определяемым соответственно из соотношений: bсах = 0,11⋅Rнв, м и rпп = 0,3⋅Rнв, м (где Rнв - радиус больших НВ), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,1 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,1 раза меньше его корневой хорды, снабжен законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане форму с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму.

Кроме того, турбовинтовентиляторные двигатели с незакапотированными меньшими винтами смонтированы на концах V-образного при виде спереди межкилевого пилона.

Кроме того, турбовинтовентиляторный двигатель (ТВВД) трехвальной схемы со степенью двухконтурности (m≥2) и разнесенными в поперечном направлении меньшими винтами, закрепленный на вертикальном межкилевом пилоне, выполненный с планетарным редуктором, смонтированным между валом турбины низкого давления и вентилятором оптимизируемого вращения, передающим взлетную мощность как на вертикальный нижний вал для трансмиссии больших НВ, так и редукторы левого и правого меньших винтов с саблевидными лопастями, имеющими соответственно чашечную и купольную комлевые части, обеспечивающие параллельный вынос их лопастей вперед соответственно дальше и ближе от передней кромки гондолы вентилятора ТВВД, при этом обтекатели редукторов меньших винтов интегрированы в боковые наружные поверхности гондолы ТВВД так, что межосевое их расстояние (Lмр) при Dвен>Rмв определяется из соотношения: Lмр = Rмв + dpмв + z, м (где Dвен - диаметр вентилятора ТВВД; Rмв - радиус меньших винтов; dpмв - диаметр обтекателя редуктора меньших винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого меньшего винта).

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной гибридный винтокрыл (СГВК), который снабжен между высокорасположенными крыльями замкнутой конструкции (КЗК) однолопастными большими несущими винтами (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающими создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и меньшими винтами, смонтированными между килей U-образного оперения на его межкилевом профилированном Т-образном при виде спереди пилоне, для создания при выполнении ВВП и зависания как прямой и обратной тяги для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси, так и обдува отклоненных рулей высоты для соответствующих управляющих моментов по тангажу, но и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях левого и правого больших НВ на надкрыльных пилонах, размещенных как на законцовках первого стреловидного крыла (ПСК), так и под обтекателем второго крыла обратной стреловидности (КОС), снабженного корневыми частями, смонтированными на законцовках килей U-образного оперения, и размещенного выше ПСК в системе КЗК, имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию и образующей при виде спереди от конца килей U-образного оперения левую и правую трапециевидные коробчатые конфигурации, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации с винтокрыла или вертолета после выполнения КВП или ВВП в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевыми меньшими винтами соответственно с большими НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях левого и правого больших НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно к плоскости симметрии и направлены вовнутрь к последней, увеличивая как площадь и несущую способность системы КЗК, так и образуя с его ПСК и КОС схему свободно несущего высокорасположенного триплана, но и обратно, при этом полностью синхронно-сбалансированная система с большими НВ, работающая совместно с шестилопастными левым и правым меньшими винтами, имеющими направление синхронизированного вращения при виде спереди соответственно против и по часовой стрелке, вынесенными соответственно вперед ближе и дальше от передней кромки горизонтальной части Т-образного пилона (ГЧТП) и разнесенными вдоль от оси симметрии на концах ГЧТП с межосевым расстоянием (Lмр), определяемым из соотношения: Lмр = Rмв⋅αмв, м (где Rмв - радиус меньших винтов; αмв = 1,35...1,5 - коэффициент перекрытия меньших винтов в вертикальной поперечной плоскости), обдувают воздушным потоком поверхности ПКС и лопастей-крыльев НВ, повышающим несущую их способность, причем большие левый и правый НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах каждого консольного редуктора, удлиненный полый из которых снабжен неподвижной полой опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом внутри корпуса консольного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его удлиненного вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с законцовкой ПСК в подкрыльном каплевидном обтекателе, при этом противовесы больших НВ, выполненные телескопическими, втягиваются на самолетных режимах полета вовнутрь обтекателя их втулок, образуя лопастями-крыльями НВ трипланную схему с удлинением λтри от 6,5 до 8,0 единиц, причем ПСК и КОС имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 60% и 40% от общей площади бипланной системы КЗК, а лопасти-крылья больших НВ, имеющих в свою очередь их общую площадь, составляющую 26,1-26,7% от суммарной площади трипланной схемы крыльев, при этом обратного сужения консоли ПСК и КОС, создающие на винтокрылых режимах горизонтального полета в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих больших НВ возможность повышения коэффициента подъемной их силы и несущей их способности, особенно, при обдуве консолей большими НВ, работающими совместно с меньшими винтами в ОКК, продольная ось которого размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей при виде сбоку соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, причем флюгерно-реверсивные меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими большими НВ таким образом, когда одна лопасть одного меньшего винта, остановленная перпендикулярно к плоскости симметрии, размещена между двумя лопастями другого меньшего винта, верхняя и нижняя лопасти которого при этом отклоненывовнутрь к плоскости симметрии и установлены к ГЧТП большого удлинения при виде сзади под соответствующим углом 30°, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного отклонения верхнего и нижнего развитых рулей высоты, изменяющих продольную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на внутренних бортах килей U-образного оперения снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от ГЧТП, при этом большие НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от больших НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между большими НВ, например, при виде сверху левый и правый большие НВ вращаются соответственно против и по часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивает устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание при этом более плавного обтекания воздушным потоком консолей ПСК и КОС при максимальном отклонении их соответственно закрылок с внешними флапперонами и закрылок, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовинтовых двигателей (ТВД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован на соответствующем конце ГЧТП в гондоле совместно с редуктором меньшего винта и связан поперечным валом с объединительным редуктором, смонтированным в перекрестии Т-образного пилона и снабженным нижним вертикальным выходным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВД через муфту сцепления на угловой редуктор и посредством продольного вала на промежуточный Т-образный в плане редуктор, имеющий левый и правый поперечные выходные валы, которые проложены в носке консолей ПСК и связаны с соответствующим угловым редуктором большего НВ, смонтированном в профилированном пилоне, при этом плавное перераспределение мощности от двух ТВД обеспечивается объединительным и промежуточным редукторами на меньшие винты и большие НВ соответственно 10% и 90% от располагаемой взлетной их мощности на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN = 3,125 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях левого и правого однолопастных НВ перераспределяется 65% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньшие винты но и обратно. Все это позволит в дизельном СГВК при переходных маневрах повысить поперечную устойчивость и управляемость по курсу, а размещение СУ с двумя ТВВД в центральной части фюзеляжа обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВВД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит как мидель обтекателя фюзеляжа, так и его аэродинамическое его сопротивление. Применение однолопастных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированного балансировочного противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастный НВ работает с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастного НВ - это вертикальные перемещения СГВК. В случае появления косого обдува тяга винта изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированных широкохордовых однолопастных НВ моменты Мкрен и Мпрод от левого и правого однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через КЗК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой поперечной схеме будет в 1,41 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 66% топливную эффективность в сравнении со скоростным вертолетом "Raider S-97". Более того, все это позволит также в сравнении с традиционными крыльями турбовинтового самолета повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициент поднятия системы КЗК, имеющей совместно с лопастями-крыльями НВ в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета турбовинтовых СГВК и, особенно, турбовинтовентиляторных СГВК.

Предлагаемое изобретение предпочтительного турбовинтовентиляторного СГВК иллюстрируется на фиг. 1 на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух однолопастных больших НВ над и под законцовками ПСК и КОС системы КЗК и с двумя тянущими меньшими левым чашечным и правым купольным винтами между килей U-образного оперения при его использовании:

а) в полетной конфигурации самолета с системой КЗК, создающей подъемную силу совместно с зафиксированными лопастями-крыльями двух однолопастных НВ, образуя трипланную схему умеренного удлинения λтри = 6,5 единиц, с условным расположением (пунктиром) правого выдвинутого телескопического противовеса НВ и маршевой тягой, обеспечиваемой двумя разнесенными меньшими винтами ТВВД;

б) в полетной конфигурации вертолета с большими левым и правым однолопастными НВ с профилированными противовесами, размещенными между консолями ПСК и КОС в ромбовидной в плане системе КЗК, и двумя меньшими винтами ТВВД.

Турбовинтовентиляторный СГВК, представленный на фиг. 1, выполнен по схеме высокоплан с планером биплан из композитного углепластика и имеет фюзеляж 1 и два с разнонаправленной стреловидностью крыла обратного сужения в бипланной системе КЗК - нижнее ПСК 2 и заднее верхнее КОС 3, снабженные соответственно закрылками 4 с флапперонами 5 и закрылками 4. Заднее КОС 3, закрепленное корневыми его частями на законцовках килей 6 U-образного оперения, снабженного рулями направления 7, а также верхним 8 и нижним 9 развитыми рулями высоты, образует при виде спереди и сверху соответственно трапециевидные коробчатые и ромбовидные конфигурации. По оси симметрии на верхней части профилированного межкилевого вертикального пилона 10 смонтирована мотогондола 11 ТВВД трехвальной схемы со степенью двухконтурности (m≥2) и разнесенными в поперечном направлении левым 12 и правым 13 тянущими меньшими винтами с саблевидными лопастями, имеющими соответственно чашечную и купольную комлевые их части, обеспечивающие вынос вперед соответственно дальше и ближе от передней кромки гондолы 11 вентилятора ТВВД. При этом обтекатели 14 редукторов меньших винтов интегрированы в боковые поверхности гондолы 11 вентилятора ТВВД. Однолопастные левый 15 и правый 16 НВ, имеющие профилированные противовесы 17 и обтекатели втулок 18, закрепленные на соответствующих выходных валах консольных редукторах, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, которая жестко закреплена внутри корпуса каждого консольного редуктора в пилоне 19 на законцовке ПКС 2, а верхним сцентрирована и закреплена в подкрыльном обтекателе 20 на законцовке КОС 3. На торцах законцовок ПСК 2 имеются сигнальные огни 21 и датчики сближения 22 при выполнении ВВП. Шестилопастные меньшие винты 12-13 выполнены с саблевидными лопастями и флюгерно-реверсивными. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП и при отказе ТВВД его однолопастные 15-16 НВ работают на режиме авторотации разгружают ПСК 2 и КОС 3 системы КЗК, а во время горизонтального полета и отказа его ТВВД - лопасти меньших 12-13 винтов флюгируются для предотвращения авторотации. При этом закрылки 4 с флапперонами 5 ПСК 2 и закрылки 4 КОС 3 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении ВВП и зависания для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 15-16 - на угол 75°. Все однолопастные 15-16 НВ выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных телескопических противовесов 17, втягиваемых вовнутрь обтекателей 18 втулок НВ 15-16, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между левым 15 и правым 16 НВ, например, при виде сверху вращаются против и по часовой стрелке соответственно (см. фиг. 1б).

Однодвигательная турбовинтовентиляторная СУ имеет на вертикальном профилированном пилоне 10 с верхним расположением мотогондолу 11, размещенную между килей 6 U-образного оперения за центром масс на конце хвостовой балки 23 фюзеляжа 1 и снабжена ТВВД с передним выводом вала для отбора взлетной его мощности. Передача взлетной мощности от ТВВД с планетарным редуктором, смонтированным между валом турбины низкого давления и вентилятором оптимизируемого вращения и увеличенного диаметра (на фиг. 1 не показаны), передающим взлетную мощность как на вертикальный нижний вал для трансмиссии больших 15-16 НВ, так и редукторы левого 12 и правого 13 меньших винтов соответственно.

Управление турбовинтовентиляторным СГВК обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поперечной группы 15-16 НВ и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 5, рулей направления 7 и высоты 8-9. При крейсерском полете подъемная сила создается ПСК 2 и КОС 3 в системе КЗК и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 15-16 при втянутых противовесах 17 в обтекатели втулок 18 НВ, остановленных соответственно между ПСК 2 и КОС 3 и внутри системы КЗК (см. фиг. 1а), горизонтальная тяга - меньшими винтами 12-13 по бокам гондолы 11 ТВВД в обтекателях 14, на режиме висения только НВ 15-16, на режиме перехода - крыльями 2-3 и с НВ 15-16. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) в ПСК 2 и заднем КОС 3 соответственно их закрылки 4 с флапперонами 5 и закрылки 4 синхронно отклоняются на максимальные их углы (см. фиг. 1б). После создания подъемной тяги большими 15-16 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета с использованием рулей высоты 8-9. При этом однолопастные 15-16 НВ имеют взаимно противоположное их вращение между винтами в поперечной группе (см. фиг. 1б). Развитые рули высоты 8-9 отклоняется от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° на взлетных и посадочных режимах полета соответственно при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета СГВК. При висении на вертолетных режимах полета путевое и поперечное управление СГВК осуществляется дифференциальным изменением крутящего момента и общего шага соответственно левого 15 и правого 16 больших НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное управление осуществляется предварительным синфазным отклонением межкилевых рулей высоты верхнего 8 и нижнего 9, обеспечивающих соответствующую балансировку при их обдувке тянущими винтами 12-13 с последующим соответствующим изменении их общего шага. После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ПСК 2, КОС 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 15-16 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются перпендикулярно плоскости симметрии (см. фиг. 1б) и затем производится скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 7 килей 6. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 8-9 и флапперонов 5 на ПКС 2 соответственно.

Таким образом, СГВК с тянущими винтами и синхронно-сбалансированной поперечной системой (ССПС), имеющей однолопастные НВ, левый и правый из которых установлены между ПСК и КОС в системе КЗК, представляет собой скоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев однолопастных НВ относительно продольной оси. Флюгерно-реверсивные меньшие винты, создающие горизонтальную и маршевую тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты при вертолетных и самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТВВД позволит добиться повышения скорости полета более чем в полтора раза, а также снижения расхода топлива более чем на две трети в сравнении со скоростными вертолетами американских компаний AVX и Sikorsky, что немаловажно для спасательных и коммерческих СГВК (см. табл. 1).

1. Скоростной гибридный винтокрыл, имеющий на концах консолей крыла несущие винты, двигатели, связанные соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, фюзеляж и хвостовое оперение, отличающийся тем, что он снабжен между высокорасположенными крыльями замкнутой конструкции (КЗК) однолопастными большими несущими винтами (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающими создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и меньшими винтами, смонтированными между килей U-образного оперения на его межкилевом профилированном Т-образном при виде спереди пилоне, для создания при выполнении ВВП и зависания как прямой и обратной тяги для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси, так и обдува отклоненных рулей высоты для соответствующих управляющих моментов по тангажу, но и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях левого и правого больших НВ на надкрыльных пилонах, размещенных как на законцовках первого стреловидного крыла (ПСК), так и под обтекателем второго крыла обратной стреловидности (КОС), снабженного корневыми частями, смонтированными на законцовках килей U-образного оперения, и размещенного выше ПСК в системе КЗК, имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию и образующей при виде спереди от конца килей U-образного оперения левую и правую трапециевидные коробчатые конфигурации, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации с винтокрыла или вертолета после выполнения КВП или ВВП в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевыми меньшими винтами соответственно с большими НВ, работающими на режимах, близких к их авторотации, или при зафиксированных лопастях-крыльях левого и правого больших НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно к плоскости симметрии и направлены вовнутрь или наружу от последней с образованием крыльями-лопастями НВ с консолями КЗК при виде спереди внешней ступенчатой конфигурации, увеличивая как площадь и несущую способность системы КЗК, так и образуя с его ПСК и КОС схему свободно несущего высокорасположенного триплана соответственно с удлинением λтри от 6,5 до 8,0 единиц или λобщ от 19,8 до 19,9 единиц, но и обратно, при этом полностью синхронно-сбалансированная система с большими НВ, работающая совместно с шестилопастными левым и правым меньшими винтами, имеющими направление синхронизированного вращения при виде спереди соответственно против и по часовой стрелке, вынесенными соответственно вперед ближе и дальше от передней кромки горизонтальной части Т-образного пилона (ГЧТП) и разнесенными вдоль от оси симметрии на концах ГЧТП с межосевым расстоянием (Lмр), определяемым из соотношения: Lмр=Rмв⋅αмв, м (где Rмв - радиус меньших винтов; αмв=1,35…1,5 - коэффициент перекрытия меньших винтов в вертикальной поперечной плоскости), обдувают воздушным потоком поверхности ПКС и лопастей-крыльев НВ, повышающим несущую их способность, причем большие левый и правый НВ закреплены на соответствующих выходных валах каждого консольного редуктора, удлиненный полый из которых снабжен неподвижной полой опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом внутри корпуса консольного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его удлиненного вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с законцовкой ПСК в подкрыльном каплевидном обтекателе, при этом противовесы больших НВ, выполненные телескопическими, втягиваются на самолетных режимах полета вовнутрь обтекателя их втулок, причем ПСК и КОС имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 60% и 40% от общей площади бипланной системы КЗК, а лопасти-крылья больших НВ имеют, в свою очередь, их общую площадь, составляющую 26,1-26,7% от суммарной площади трипланной схемы крыльев, при этом обратного сужения консоли ПСК и КОС, создающие на винтокрылых режимах горизонтального полета в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих больших НВ возможность повышения коэффициента подъемной их силы и несущей их способности, особенно, при обдуве консолей большими НВ, работающими совместно с меньшими винтами, продольная ось которых размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей при виде сбоку соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру, и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, причем флюгерно-реверсивные меньшие винты, имеющие как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими большими НВ таким образом, когда одна лопасть одного меньшего винта, остановленная перпендикулярно к плоскости симметрии, размещена между двумя лопастями другого меньшего винта, верхняя и нижняя лопасти которого при этом отклонены вовнутрь к плоскости симметрии и установлены к ГЧТП большого удлинения при виде сзади под соответствующим углом 30°, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного отклонения верхнего и нижнего развитых рулей высоты, изменяющих продольную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на внутренних бортах килей U-образного оперения снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от ГЧТП, при этом большие НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от больших НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между большими НВ, например, при виде сверху левый и правый большие НВ вращаются соответственно против и по часовой стрелки или по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти, проходя над левым и правым бортами фюзеляжа, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание при этом более плавного обтекания воздушным потоком консолей ПСК и КОС при максимальном отклонении их соответственно закрылок с внешними флапперонами и закрылок.

2. Скоростной гибридный винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что средняя аэродинамическая хорда (САХ) системы КЗК, определяемая из соотношения: м (где: bнв - САХ лопасти НВ), предопределяет при виде спереди их разнесение по вертикали так, что средние линии лопастей больших НВ размещены параллельно средним линиям ПСК и КОС и соответственно равноудалены выше и ниже на величину вертикального зазора (zнв), определяемого из соотношения: zнв=1/3⋅bкзк, м (где bкзк - САХ консолей системы КЗК), при этом широкохордовые однолопастные винты имеют среднюю аэродинамическую хорду лопасти (bсах) и радиус профилированного противовеса (rпп), определяемые соответственно из соотношений: bсах=0,11⋅Rнв, м и rпп=0,3⋅Rнв, м (где Rнв радиус больших НВ), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,1 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего, в свою очередь, концевую хорду лопасти-крыла в 1,1 раза меньше его корневой хорды, снабжен законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане форму с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовинтовых двигателей (ТВД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован на соответствующем конце ГЧТП в гондоле совместно с редуктором меньшего винта и связан поперечным валом с объединительным редуктором, смонтированным в перекрестии Т-образного пилона и снабженным нижним вертикальным выходным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВД через муфту сцепления на угловой редуктор и посредством продольного вала на промежуточный Т-образный в плане редуктор, имеющий левый и правый поперечные выходные валы, которые проложены в носке консолей ПСК и связаны с соответствующим угловым редуктором большего НВ, смонтированным в профилированном пилоне, при этом плавное перераспределение мощности от двух ТВД обеспечивается объединительным и промежуточным редукторами на меньшие винты и большие НВ соответственно 10% и 90% от располагаемой взлетной их мощности на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность силовой установки (СУ), равной ρN=3,125 кг/л.с, а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях левого и правого однолопастных НВ перераспределяется 65% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньшие винты, но и обратно.

3. Скоростной гибридный винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что упомянутый межкилевой профилированный Т-образный при виде спереди пилон, выполненный в виде V-образного при виде спереди пилона, на концах которого смонтированы турбовинтовентиляторные двигатели СУ с незакапотированными меньшими винтами.

4. Скоростной гибридный винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что упомянутый межкилевой профилированный Т-образный при виде спереди пилон, выполненный в виде вертикального пилона, на конце которого смонтирован турбовинто-вентиляторный двигатель (ТВВД) трехвальной схемы со степенью двухконтурности (m≥2) и разнесенными в поперечном направлении меньшими винтами, закрепленный на вертикальном межкилевом пилоне, выполненный с планетарным редуктором, смонтированным между валом турбины низкого давления и вентилятором оптимизируемого вращения, передающим взлетную мощность как на вертикальный нижний вал для трансмиссии больших НВ, так и редукторы левого и правого меньших винтов с саблевидными лопастями, имеющими соответственно чашечную и купольную комлевые части, обеспечивающие параллельный вынос их лопастей вперед соответственно дальше и ближе от передней кромки гондолы вентилятора ТВВД, при этом обтекатели редукторов меньших винтов интегрированы в боковые наружные поверхности гондолы ТВВД так, что межосевое их расстояние (Lмр) при Dвен>Rмв определяется из соотношения: Lмр=Rмв+dрмв+z, м (где Dвен - диаметр вентилятора ТВВД; Rмв - радиус меньших винтов; dрмв - диаметр обтекателя редуктора меньших винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого меньшего винта).



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке и касается экранопланов. Экраноплан содержит фюзеляж, шасси, вертикальное оперение, крылья, двигатели.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, равномерно разнесенных по вертикали, и приводимый в поступательное движение конвертопланом, присоединенным к верхнему крылу гирлянды.

Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, расположенных по вертикали на расстояниях не меньше длины хорды крыла, и приводимый в поступательное движение вертолетом, присоединенным к верхней части гирлянды.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, равномерно разнесенных по вертикали, и приводимой в поступательное движение дирижаблем.

Группа изобретений относится к боевой авиации. Первый вариант штурмовика представляет вооруженный летательный аппарат, который имеет пушку, направленную в один бок под углом до +- 45 градусов по горизонтали.

Изобретение относится к летательным транспортным средствам многоцелевого назначения. Летательный аппарат, создающий подъемную силу, содержит несколько аэродинамических модулей, расположенных последовательно друг за другом так, что входящий поток одного собирает выходящий поток предыдущего.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой преобразуемый самолет содержит фюзеляж (3), трапециевидное ПГО, стабилизатор (7), силовую установку, включающую два турбореактивных двухконтурных двигателя форсажных в гондолах, размещенных по обе стороны от оси симметрии и между килями (18), смонтированных на конце фюзеляжа (3) на верхних и боковых его частях.

Изобретение относится к транспортным летательным средствам многоцелевого назначения. Модуль летательного аппарата, создающий подъемную силу, содержит несколько однотипных блоков, установленных горизонтально так, что один параллелен другому с разворотом на 180 градусов.

Изобретение относится к области авиационной техники. Сверхзвуковой конвертируемый самолет содержит планер, включающий переднее горизонтальное оперение, вертикальное оперение, переднее треугольное крыло типа чайка, заднее крыло с трапециевидными консолями, разгонно-маршевый реактивный двигатель и вспомогательные маршевые прямоточные воздушно-реактивные двигатели.

Изобретение относится к авиации. Сверхзвуковой самолет с тандемными крыльями имеет продольную компоновку триплана и содержит фюзеляж с плавным сопряжением наплывов дельтовидного в плане крыла (1), низкорасположенное заднее крыло (8) типа обратная “чайка”, переднее горизонтальное оперение (6), вертикальное оперение, выполненное совместно со стабилизатором (7), два турбореактивных двухконтурных двигателя, передние и задние части которых смонтированы соответственно под крылом типа чайка и по внешним их бортам с консолями стабилизатора и трехопорное шасси.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям гибридных вертолетов. Многоцелевой палубный вертолет-самолет (МПВС) содержит в передних окончаниях балок поворотные винты, хвостовое оперение, двигатели силовой установки (СУ), передающие валами трансмиссии мощность на поворотные винты, создающие горизонтальную и их соответствующим отклонением вертикальную тягу и трехопорное колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам преобразования крыла в несущий винт. Способ преобразования дискового крыла в несущий винт и обратно, заключается в том, что лопасть выдвигают из диска-крыла ее инерционной силой, поворотом в плоскости диска относительно пространственного шарнира, соединяющего комель лопасти с периметром диска, в зазор, образуемый между частями диска.

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при создании аппаратов, способных летать как в вертолетном, так и в самолетном режимах. В комбинированном летательном аппарате, включающем самолетный фюзеляж, винт-крыло, снабженное средствами его фиксации в двух положениях относительно продольной оси фюзеляжа, по меньшей мере один турбореактивный двигатель, переднее оперение и хвостовое оперение, винт-крыло выполнено из по меньшей мере двух пар лопастей, симметричных относительно оси его вращения, лопасти одной пары имеют длину, превышающую длину лопастей других пар, при этом средства фиксации винт-крыла выполнены с возможностью его фиксации в положении, когда лопасти большей длины расположены под углом 90° к продольной оси фюзеляжа, и в другом положении, когда лопасти большей длины расположены вдоль продольной оси фюзеляжа.

Изобретения относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Винтокрылый летательный аппарат содержит несущий винт, крыло, фюзеляж, хвостовое оперение самолетного типа, самолетно-вертолетную систему управления.

Изобретение относится к области авиационной техники. Гибридный электросамолет двухбалочной схемы содержит несущий фюзеляж, низко- и высокорасположенные крылья прямой и обратной стреловидности, концы которых соединяются концевыми шайбами, переднее горизонтальное оперение, хвостовое оперение, включающее кили, цельноповоротный межкилевой стабилизатор, четыре электровентилятора в кольцевых каналах и расположенные тандемом мотогондолы больших винтов, переднего тянущего и заднего толкающего, выполненных с взаимно противоположным вращением и с возможностью работы при различных углах отклонения в вертикальной плоскости.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит обтекатель втулки несущего винта, выполненный в виде несущего корпуса либо крыла малого удлинения с профилем, часть контура верхней поверхности которого близка к дуге окружности, а распределение хорды крыла вдоль размаха выбрано таким образом, что указанная часть контура профиля образует сегмент сферы, причем этот сегмент выполнен вращающимся и лопасти несущего винта закреплены на нем, а остальная часть обтекателя втулки выполнена неподвижной.
Изобретение относится к конструкции самолетов с вертикальным взлетом и посадкой (конвертопланам) и может быть использовано, в том числе, при производстве беспилотных летательных аппаратов.

Винтокрыл // 2500578
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Винтокрыл содержит фюзеляж, комбинированный воздушный движитель, устройство преобразования несущего винта в статическую стреловидную совокупность крылообразующих лопастей.

Изобретение относится к авиационной технике и касается летательных аппаратов, снабженных несущим крылом-парашютом с возможностью управления полетом, планированием и возможностью осуществления вертикальных взлета и посадки летательного аппарата.

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям гибридных вертолетов. Скоростной гибридный вертолет-самолет (СГВС) выполнен по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель силовой установки (СУ), передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты и задний винт, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Скоростной гибридный винтокрыл имеет на концах консолей крыла несущие винты с редукторами, двигатели силовой установки, связанные соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, фюзеляж и хвостовое оперение. СГВК снабжен между высокорасположенными крыльями замкнутой конструкции однолопастными большими несущими винтами с профилированными противовесами, обеспечивающими создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлетепосадке, и меньшими винтами, смонтированными между килей U-образного оперения на его межкилевом профилированном Т-образном при виде спереди пилоне. СГВК выполнен с возможностью преобразования полетной конфигурации с винтокрыла или вертолета после выполнения КВП или ВВП в скоростной винтокрыл или самолет с маршевыми меньшими винтами с большими НВ, работающими на режимах, близких к их авторотации, или при зафиксированных лопастях-крыльях левого и правого больших НВ. Обеспечивается увеличение полезной нагрузки и весовой отдачи, повышение скорости и дальности полета, упрощение продольной балансировки. 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

Наверх