МНОГОВИНТОВОЙ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ
MULTIROTOR CONVERTIBLE HIGH-SPEED HELICOPTER

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания многовинтовых преобразуемых и беспилотных гибридных скоростных вертолетов, снабженных системой распределенной тяги разновеликих несущих винтов по схеме Х2+3, имеющей на конце фюзеляжа, но и консолях первого крыла обратной и второго прямой стреловидности Х-образного крыла соответственно один меньший винт поворотный в вертикальной плоскости, но и по два больших и меньших несущих винта, обеспечивающих возможность выполнения технологии вертикального или короткого взлета/посадки (ВВП или КВП) и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).
Известен скоростной вертолет модели Sikorsky S-97 "Raider" (США), выполненный по двухвинтовой соосной схеме с соосными несущими и задним толкающим винтами (технология Х2), имеет силовую установку с двумя турбовальными двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за Y-образным двухкилевым оперением, смонтированным на консолях стабилизатора, трехопорное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.
Признаки, совпадающие - наличие Y-образного оперения, двух газотурбинных двигателей, главного редуктора и валов трансмиссии с общей длиною 13,84 м, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим и шестилопастному толкающему винтам, обеспечивающим как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет. Вращение несущих соосных винтов синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки позволяет достигать полезной нагрузки 2200 кг при взлетном его весе 12 т. Скоростной вертолет "Raider" после выполнения режима висения может иметь возможность применения при транспортно-десантных операциях с достижением при поступательном скоростном его полете крейсерских скоростей до 440-463 км/ч дальности полета до 1300 км и высоты полетало 7600 м.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым, увеличивая паразитную массу, только на крейсерских режимах полета, имеет большой объем регламентных работ, малую весовую отдачу и радиус действия; вторая - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования; третья это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования на кораблях; четвертая это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту и, как следствие, повышению аварийности полетов и снижению безопасности. Все это ограничивает дальнейшее повышение скороподъемности, скорости и дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и упрощение управляемости по крену при скоростном полете.
Известен скоростной гибридный вертолет проекта "Eurocopter Х3" (ЕвроСоюз), выполненный по одновинтовой несущей схеме с пятилопастным несущим винтом и двумя тянущими винтами на концах высокорасположенного крыла, имеет силовую установку с двумя турбовальными двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы трансмиссии на несущий и передние тянущие винты, создающие при висении и управлении по курсу, вертикальное двухкилевое оперение, смонтированное на концах стабилизатора, трехопорное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с. более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10.82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов синхронизирующее. Скоростной вертолет "Hurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС155 с рядом агрегатов от ЕС175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 430 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80.67 г/пасс·км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета/зависания). Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при использовании 70% ее мощности иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС155 на 30%.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия: вторая это то, что в вертолете одновинтовой схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента несущего винта тянущими винтами, составляют 10-17% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость крыла большего размаха, агрегатов крыльевой трансмиссии и опасность, создаваемая рулевыми винтами, смонтированными на концах крыла, для наземного персонала; третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса; четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления; пятая это то, что ярусное расположение винтов создаст вредную обдувку нижних тянущих винтов верхним большим несущим, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу главного редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования на кораблях; шестая - это то, что диаметры двух тянущих винтов ограничены размахом консолей крыла и, как следствие, при их увеличении увеличивается и размах крыла. Кроме того, при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается, и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, но и показателей транспортной и топливной эффективности, а также уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является легкий экспериментальный самолет с укороченным взлетом и посадкой (Россия) [Журнал. Авиация и космонавтика №3, 2001 г., с.37], представляющий собой моноплан двухбалочной схемы и со среднерасположенным крылом, содержит фюзеляж-гондолу, силовую установку, включающую двигатель и редуктор с задним расположением спаренных соосных винтов, обеспечивающих горизонтальную тягу и соответствующим их отклонением на удлиненных поворотных валах между разнесенного двухкилевого оперения вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы и со среднерасположенным трапециевидным крылом, снабженным наплывами с прямой стреловидностью и разнесенным двухкилевым оперением. Соосные винты на удлиненных поворотных валах (отклоняемые между разнесенного двухкилевого оперения), 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. Трехстоечное убирающееся колесное шасси.
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 силовая установка, 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 межбалочной частью крыла, создавая при этом значительную потерю в вертикальной их тяге. Все это ограничивает повышение взлетного веса и увеличение весовой отдачи, эксплуатационных характеристик, показателей транспортной и топливной эффективности.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном сверхлегком 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 скороподъемности, высоты и дальности полета.
2/3
2
1ЦМВ
2ЦМВ
2ЦМВ
2ЦМВ
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального самолета с укороченным взлетом и посадкой, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что несущее крыло представляет собой высокорасположенные консоли разноуровневых небольшого удлинения крыльев с разнонаправленной стреловидностью, имеющих концевые хорды, расположенные впереди и сзади по потоку относительно совмещенных в плане их корневых хорд соответственно первого крыла обратной и второго крыла прямой стреловидности, образующие соответствующими их консолями Х-образную в плане конфигурацию, смонтированную так, что в центре масс расположена точка пересечения линий ¼ хорды каждого крыла, и он выполнен по концепции разнесенного расположения на консолях крыльев и конце фюзеляжа пятивинтовой системы с распределенной тягой разновеликих винтов по схеме 2+3, которая наряду с одним центральным меньшим винтом, смонтированным на поворотном редукторе, расположенном на конце удлиненного обтекателя кормовой гондолы, оснащена двумя несущими большими винтами, смонтированными с их редукторами на пилонах, размещенных на законцовках первого крыла, и снабжена на смонтированном выше последнего втором крыле двумя меньшими несущими винтами, смонтированными с их редукторами на задних пилонах, размещенных между внутренними закрылками и внешними флапперонами второго крыла, двухкилевое оперение, снабженное цельноповоротным стабилизатором, установленным между внутренних бортов разнесенных балок, смонтированных совместно с задними пилонами консолей второго крыла, при этом все трапециевидные пилоны на двух крыльях, снабженных по всему размаху их консолей закрылками, уменьшающими при их максимальном отклонении общие потери на 11% в вертикальной тяге всех консольных несущих винтов, имеющие в их поперечнике каплевидную удобообтекаемую форму, смонтированы так, что их продольные оси размещены параллельно плоскости симметрии, поворотный редуктор центрального меньшего винта (ЦМВ) относительно узла его поворота, имеющего поперечную ось, направленную перпендикулярно к плоскости симметрии, смонтирован в удобообтекаемой гондоле, что позволит как уменьшить потери вертикальной их тяге, так и обеспечит при создании им маршевой тяги боковой подсос воздушного потока и его направления вдоль бортов фюзеляжа-гондолы под каждую пару большего и меньшего винтов в левой и правой группе несущих винтов, создающих при их авторотации и скоростном горизонтальном полете асимметричную подъемную силу, составляющую в сумме 50% от общей подъемной силы, создаваемой разновеликими крыльями, компенсирующими данную асимметрию и имеющими соответствующие площади, определяемые но формуле:s=S×(2)/2, м (где: s и S - площади первого меньшего и большего второго крыла соответственно), но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета пятивинтовой несущей схемы, обеспечивающей вращение всех винтов без взаимного их перекрытия как в передней и задней, так и в левой и правой группе винтов, выполненных без автоматов перекоса их лопастей и имеющих при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между соответствующими винтами левой и правой групп с обеспечением одинакового направления вращения между диагонально расположенными группами винтов как переднего левого и правого заднего, так и переднего правого и левого заднего, имеющих при виде сверху направление вращения соответственно как по часовой стрелке, так и против и устраняющих гироскопический эффект и создающих более плавное обтекание крыльев воздушным потоком от винтов, в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с одновинтовой движительной системой, создающей ЦМВ маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 5 или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних с двумя задними несущими винтами при их авторотации или на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока или от одного из работающих двигателей, выдающего 30 или 60% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на ЦМВ или пополам на один последний и на четыре несущих винта, но и обратно, поворотный редуктор несущего ЦМВ, обеспечивающий диапазон его поворота от вертикальной оси на отрицательные углы атаки (α) от +90° до 0° и обратно, оснащен двухрежимным электромеханическим узлом его поворота в вертикальной продольной плоскости относительно удлиненного обтекателя кормовой гондолы и имеющим возможность в каждом конечном положении как на расширенное изменение углов атаки ЦМВ (α), так и на ускоренное его отклонение вперед-назад и вниз-обратно с ЦМВ как при нулевом угле установки его лопастей после или до создания четырьмя несущими винтами соответственно подъемной силы от их авторотации или взлетной тяги, так и на соответствующие углы его атаки на угол α=±15° и α=-45° от его линий вертикальной и горизонтальной тяги соответственно для поступательного горизонтального полета при висении и создания наклонной тяги при выполнении короткого взлета/посадки, при этом отклонение поворотного редуктора с несущим ЦМВ от его линии вертикальной тяги как назад, так и вперед в направлении полета, создающее возможность соответствующего поступательного перемещения, но и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно как при попутном, так и встречном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации по угловой скорости тангажа и крена, но и демпфирования изменений высоты полета, система трансмиссии турбовинтовой силовой установки, имея наряду с многопоточным двухуровневым крестообразным в плане главным редуктором, обеспечивающим передачу взлетной мощности от газотурбинных двигателей (ГТД) к передней и задней группе несущих винтов посредством соответственно нижних и верхних соединительных валов, проходящих внутри соответствующих консолей Х-образной формы в плане крыла, связывающих как пару больших винтов первого крыла через два передних угловых редуктора, так и пару меньших винтов второго крыла через два угловых редуктора, обеспечивающих перегибы в вертикальной плоскости соответствующих соединительных валов, и выполненным с задним соединительным валом, передающим крутящий момент на поворотный редуктор ЦМВ оснащен двумя входными валами, размещенными по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии и связанными с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или в вертолет для аварийной посадки соответственно с четырьмя или пятью авторотирующими их несущими винтами.
Кроме того, с целью исключения валов трансмиссии турбоэлектрическая силовая установка, выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода, снабжена как двумя левой и правой передними мотогондолами с электромоторами, имеющими между собой одинаковые по пиковой мощности типоразмеры и вращательно связанными посредством муфт сцепления с редукторами соответствующих больших винтов, так и кормовой мотогондолой с электромотором, имеющим меньший по пиковой мощности типоразмер, равный 30% от суммы пиковых мощностей двух передних мотогондол и вращательно связанным посредством муфты сцепления с редуктором ЦМВ. но и оснащена в передних окончаниях разнесенных балок двумя левой и правой гибридными мотогондолами, выполненными с меньшей по взлетной мощности типоразмером равным 70% от суммы пиковых мощностей двух передних мотогондол, и каждая из них, снабженная наряду с турбовинтовым двигателем (ТВД), передающим крутящий момент на входной вал обратимого электромотора-генератора (ОЭМГ), выходной вал которого вращательно связан с редуктором меньшего винта, имеет входную, но и выходную муфты сцепления, установленные на соответствующих валах соответственно между ТВД и ОЭМГ, но и между последним и редуктором меньшего винта и снабжена системой электропривода, включающей все электромоторы, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи и программируемым системно-логическим контроллером, получающим от датчиков скорости полета и уровня зарядки аккумуляторов при падении ее до 25% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно подключение/отключение соответствующих электромоторов в передних мотогондолах и переключение генерирующей мощности и порядок подзарядки аккумуляторов от одного/каждого ОЭМГ, который в режиме электрогенератора как при полетной конфигурации крылатого автожира, так и на стоянке обеспечивает поочередно два способа генерации мощности в одной/двух гибридных мотогондолах или от внешнего, или от внутреннего источника энергии соответственно от набегающего воздушного потока/ветра или от ТВД при авторотирующих меньших несущих винтах, отключенных от ОЭМГ, как при авторотации, так и останове меньших несущих винтов соответственно, при этом каждая входная и выходная электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление их сцеплением/расцеплением вала ОЭМГ с выходным и входным валом соответственно ТВД и редуктора меньшего винта, позволяют реализовать в каждой гибридной мотогондоле два способа работы ТВД и три ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, но и электрогенератора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на меньший винт при выполнении ВВП или самостоятельной передаче как пиковой, так и номинальной мощности ОЭМГ на вал меньшего винта в случае отказа как двух ТВД, так и двух последних с двумя электромоторами больших передних винтов и продолжение полета соответственно и как электровертолета при аварийной вертикально-посадочной, так и крейсерской полетной конфигурации как крылатого электроавтожира, но и самостоятельной работы ТВД при распределенной передаче его номинальной мощности и на вал ОЭМГ, работающего в режиме электрогенератора, и на вал меньшего винта, обеспечивающего после выполнения КВП горизонтальный скоростной полет в перегрузочном варианте.
<mrow><mi>D</mi><mo>=</mo><mi>d</mi><mo>×</mo><msqrt><mrow><mn>1,5</mn></mrow></msqrt></mrow>
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить многовинтовой преобразуемый скоростной вертолет (МПСВ) двухбалочной схемы с разноуровневыми высокорасположенными крыльями Х-образной стреловидности, имеющими концевые хорды, расположенные впереди и сзади по потоку относительно совмещенных в плане их корневых хорд соответственно первого обратной и второго крыла прямой стреловидности, образующие соответствующими их консолями Х-образное крыло, смонтированное так, что в центре масс расположена точка пересечения линий ¼ хорды каждого крыла и концепции разнесенного расположения на консолях крыльев и на конце фюзеляжа-гондолы пятивинтовой системы с распределенной тягой разновеликих винтов (РТРВ) по схеме 2+3, которая наряду с одним ЦМВ, смонтированным на поворотном редукторе, имеющем диаметр, определяемый по формуле:
, м (где: D и d диаметры больших и меньших винтов соответственно), оснащена большими винтами, смонтированными с передними их редукторами на пилонах первого крыла и снабжена на смонтированном выше последнего втором крыле двумя задними меньшими винтами, размещенными с их редукторами на законцовках второго крыла, и выполнен с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета пятивинтовой несущей схемы, обеспечивающей вращение всех винтов без взаимного их перекрытия как в передней и задней, так и в левой и правой группе несущих винтов, выполненных многолопастными без автоматов перекоса их лопастей и имеющих при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов, в полетную конфигурацию винтокрыла или крылатого автожира с одновинтовой движительной системой, создающей ЦМВ маршевую тягу для скоростного полета после короткого взлета в перегрузочном его варианте на 15 и 5% больше от нормального взлетного веса соответственно при вращающихся от двигателей и от набегающего воздушного потока двух передних с двумя задними авторотирующими винтами, но и обратно. Система трансмиссии, включая наряду с двухуровневым крестообразным в плане главным редуктором, передающим взлетную мощность от газотурбинных двигателей к передней и задней группе несущих винтов посредством соответственно нижних и верхних соединительных валов, проходящих внутри соответствующих консолей Х-образного крыла, имеющих с валом для ЦМВ общую длину в 1,93 раза больше, чем с сопоставимым но пассажировместимости вертолетом проекта "Hurocopter Х3", обладающего в 2,61 раза худшей топливной эффективностью, чем у МПСВ. При этом он снабжен в каждом конечном положении поворота ЦМВ при создании им вертикальной или наклонной тяги возможностью осуществлять тягу соответственно по тянущей или толкающей схеме, а на переходных режимах полета обеспечивать ускоренный его поворот вниз или обратно вверх при нулевом угле установки его лопастей после или до создания четырьмя несущими винтами соответственно авторотирующей или подъемной тяги. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионных полимерных аккумуляторов снизится до 25% от его максимума, система управления автоматически в каждой гибридной мотогондоле отключит выходной муфтой сцепления редуктор меньшего винта от ОЭМП установит его лопасти для авторотации и включит ТВД, который будет вращать ОЭМП, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации крылатого автожира. При этом увеличение генерирующей мощности для электропитания может обеспечиваться также и в каждой гибридной мотогондоле, ОЭМГ которой, работая при крейсерском полете в режиме электроветрогенератора, получает вращение от меньшего несущего винта, что предопределяет авторотацию при его обдувке от набегающего потока, а величина возникающей при этом отрицательной тяги не будет значительной, так как лопасти меньшего винта установлены регулятором не на минимальный угол, потому что при дальнейшем полете без изменения скорости меньший винт будет авторотировать на оптимальном числе оборотов и под контролем регулятора оборотов. При авторотации срыв потока на лопастях несущих винтов отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит получить скорости полета 465-500 км/ч. Все это позволит повысить скороподъемность, высоту и дальность полета, а также достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей ряд способов подзарядки аккумуляторов, что обеспечит при равномерном распределении заряда аккумуляторов возможность работы электромоторов и ТВД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Кроме того, это позволит упростить систему управления электроприводами, но и повысить безопасность полетов и использовать ТВД меньших габаритов в его поперечнике, что уменьшит модель каждой гибридной мотогондолы и ширину обтекателя гибридной мотогондолы и, следовательно, предопределит меньшее затенение соответствующего меньшего несущего винта при вертикальном взлете, посадке и висении. Это позволит также увеличить скорость и дальность полета, полезную нагрузку и весовую отдачу, но и повысить транспортную и топливную эффективность.
Предлагаемое изобретение многовинтового преобразуемого скоростного вертолета и варианты возможного его использования в условиях различной полетной конфигурации иллюстрируются общими видами, представленными на фиг.1.
На фиг.1 изображен турбовинтовой МПСВ исполнения РТРВ-Х2+3 на общих видах сверху, спереди и сбоку соответственно а); б) и в) с расположением двух передних больших и двух задних меньших несущих винтов на консолях Х-образного крыла и заднего поворотного ЦМВ для различных вариантов его использования:
а) в полетной конфигурации крылатого автожира и вертолета с условным расположением на конце фюзеляжа-гондолы поворотного ЦМВ, работающего по толкающей и тянущей схеме, соответственно при создании им маршевой и подъемной тяги;
б) в полетной конфигурации вертолета пятивинтовой несущей схемы РТРВ-Х2+3 с разновеликими двумя большими и двумя меньшими несущими винтами, размещенными соответственно на консолях первого обратной и второго прямой стреловидности крыльев, и одним меньшим поворотным ЦМВ на конце фюзеляжа-гондолы;
в) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с четырехвинтовой несущей схемой для создания подъемной силы совместно с Х-образным в плане крылом и маршевой тягой, обеспечиваемой задним поворотным ЦМВ.
Турбовинтовой МПСВ, представленный на фиг.1 и выполненный по двухбалочной схеме, содержит фюзеляж-гондолу 1 и разноуровневые небольшого удлинения высокорасположенные крылья, имеющие первое крыло последнего обратной стреловидности 2 смонтировано ниже второго крыла 3 прямой стреловидности, имеющего разнесенные балки 4, образуют разнонаправленную Х-образную стреловидность. Концепция разнесенного расположения на консолях Х-образного крыла пятивинтовой системы с распределенной тягой разновеликих винтов по схеме 2+3 предопределяет наименьшую длину валов трансмиссии и позволяет наряду с двумя несущими большими левым 5 и правым 6 винтами, смонтированными с их редукторами на передних пилонах 7 первого крыла 2, иметь на втором крыле 3 два меньших винта, левый 8 и правый 9 из которых размещены с их редукторами на задних пилонах 10. На конце фюзеляжа-гондолы 1 смонтирована кормовая гондола 11 с поворотным редуктором ЦМВ 12. Двухкилевое оперение, смонтированное на разнесенных балках 4 совместно с пилонами 10 к консолям второго крыла 3. имеет цельноповоротный стабилизатор 13, стреловидные кили 14 с рулями направления 15. Консоли первого крыла 2 обратной стреловидности и второго крыла 3, прямой стреловидности с углом стреловидности соответственно по передней кромке χ=-45° и χ=+45° оснащены по всему их размаху закрылками 16, а второе крыло к внутренним закрылкам 16 снабжено внешними флапперонами 17, отклоняющимися вниз на угол 20° автоматически, в зависимости от скорости и высоты полета. Во время аварийной посадки на режиме авторотации передней 5, 6 и задней 8, 9 группы несущих винтов для разгрузки Х-образного крыла закрылки 16 и 17 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге на угол 75°. На вертолетных режимах полета парирование реактивного момента, образуемого от передних 5, 6 и задних 8, 9 несущих винтов различного диаметра, обеспечивается при противоположном направлении вращения между винтами левой и правой групп с обеспечением одинакового направления вращения между диагонально расположенными труппами винтов как переднего левого 5 и правого 9 заднего, так и переднего правого 6 и одного левого 8 заднего, имеющих при виде сверху направление вращение соответственно как по часовой стрелке, так и против (см. фиг.1а). Имеется согласование совместной работы системы путевого управления при висении, переходных режимах полета и выполнении технологии КВН с учетом соответствующего поворота редуктора ЦМВ 12 на кормовой гондоле 11, включая и ускоренного.
Турбовинтовая СУ, состоящая из двух мотогондол 18, в каждой из которых имеется газотурбинный двигатель (ГТД), рассчитанный на работу при его размещении за двухуровневым крестообразным в плане главным редуктором, выполнены для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала. Каждый из последних, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода и сцепления (на фиг.1 не показаны). Избыточная тяговооруженность двух ГТД, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении поворотных стреловидных частей 12 крыла 2 с передними винтами 8 и 9 на внешних гондолах 11 и вращении двух внутренних передних 8, 9 и двух больших задних 5, 6 несущих винтов во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета и аварийной посадки, что, тем самым, повышается безопасность выполнения полетов. Передача взлетной мощности от ГТД к задней 5, 6 и передней группе 8, 9 тянущих винтов посредством соответственно верхних и нижних соединительных валов, проходящих внутри соответствующих консолей Х-образного крыла 4, связывающих как большие винты 5, 6 второго крыла 3 через два задних угловых редуктора, обеспечивающих перегибы в вертикальной плоскости, так и пару внутренних и пару внешних меньших винтов 8, 9 первого крыла 2 соответственно через два Т-образных в вертикальной плоскости и два угловых редуктора, обеспечивающих перегибы в горизонтальной плоскости соединительных валов, проходящих в консолях и поворотных его стреловидных частях 12 (на фиг.1 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, главные боковые опоры с колесами 19 убираются в передние бортовые отсеки 20 фюзеляжа 1, в заднюю его нишу - вспомогательная опора с мотор-колесом 21.
z
Управление турбовинтовым МПСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага несущих винтов двух больших передних левого 5 и правого 6 и меньших двух левого 8 и правого 9 с двумя ЦМВ 12 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 17 второго крыла 3, рулей высоты 13 и направления 15, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается Х-образным крылом, горизонтальная тяга задним ЦМВ 12, на режиме висения только винтами 5, 6 и 8, 9, на режиме перехода крыльями 2 и 3 с винтами 8, 9 и 5, 6. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 16-17 X-образным крыла отклоняются на максимальные их узлы синхронно с поворотов заднего ЦМВ 12 от горизонтального положения, отклоняясь вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.1в). При переходе с горизонтального режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (M), то он парируется отклонением рулей высоты 13, создающих, работая в зоне обдува заднего ЦМВ 12, парирующую силу. После установки поворотного ЦМВ 12 в вертикальное положение вдоль линии вертикальной его тяти и создание подъемной тяги с передними 5, 6 и задними 8, 9 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них несущие винты передние 5, 6 и задние 8, 9 с ЦМВ 12, имея взаимно противоположное их вращение между соответствующими винтами левой и правой групп при одинаковом направлении вращения между диагонально расположенными группами винтов (см. фит.1a), обеспечивающими путевое управление с компенсацией реактивного момента от ЦМВ 12 при повышении эффективности всех несущих винтов. Поворотный задний ЦМВ 12 отклоняется от горизонтального положения вверх в вертикальное на угол +90° и вниз на угол -45° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) МПСВ на вертолетных и винтокрылых режимах его полета на взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование легкого МПСВ на аэродроме и его разгон до 50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от заднего мотор-колеса 19. Для соответствующей посадки турбовинтового МПСВ на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 19 и 21 убирающегося трехопорного шасси.
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление МПСВ осуществляется изменением шага винтов передней 5, 6 группы и задней группы 8, 9, путевое управление - изменением крутящих моментов каждой диагональной группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов, например, переднего правого 6 с левым задним винтом 8 и заднего несущего винта правого 9 с левым передним винтом 5. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левой группы несущих винтов 5, 8 и правой (руины несущих винтов 6, 9, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия передних 5, 6 и задних 8, 9 винтов с ЦМВ 12 также снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета поворотный ЦМВ 12 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.1б). После чего убираются закрылки 16-17 и производится крейсерский скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 15. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным отклонением рулей высоты 13 и дифференциальным - флапперонов 17 крыла 3 соответственно. На крейсерских режимах скоростного полета МПСВ при создании горизонтальной тяги его винты задний ЦМВ 12, несущие передние 5, 6 и задние 8, 9 имеют взаимно противоположное их вращения в каждой левой и правой группе винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД несущих винтов, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыльев 2 и 3 и весьма повышают эффективность движительной и несущей групп винтов. При его полетной конфигурации вертолета с пятивинтовой несущей схемы реактивные моменты с учетом работы заднего ЦМВ 12 от левой и правой групп винтов, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах.
Таким образом, турбовинтовой МПСВ, имеющий передние и задние несущие винты па консолях Х-образного крыла, двухкилевое оперение, представляет собой гибридный скоростной вертолет двухбалочной схемы исполнения РТРВ-Х2+3. Поворотный флюгерно-реверсивный задний ЦМВ, создающий вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивает необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем первое меньшее крыло находится спереди второго, и оба, создавая дополнительную подъемную силу, разгружают несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать и выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП. Последнее весьма важно при корабельном базировании и, особенно, палубных МПСВ, так как обеспечивает короткий взлет (достаточно и 30-60 м) с максимальным его весом и вертикальную его посадку пустого на палубу корабля.
В настоящее время известно, что конструктивно-силовая схема с Х-образным крылом обеспечивает максимальную разгрузку несущих винтов и фюзеляжа от действия аэродинамических и массовых сил, а пятивинтовые вертолеты, что они устойчивы и управляемы, то, следовательно, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений, могут и должны являться предметом их исследования и усовершенствования. Поэтому дальнейшие исследования по созданию турбовинтовых МПСВ и беспилотных турбоэлектрических вертолетов (БТЭВ) исполнения РГРВ-Х2+3, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить широкое их семейство (см. табл.1).
Наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является на базе вертолета "Ансат" освоение скоростного БТЭВ с взлетным весом 3360 и 3860 кг и для перевозки 0,7 и 1.0 т груза с дальностью полета до 1900 и 2760 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ, включающая три электромотора и два ОЭМГ суммарной пиковой/номинальной мощности соответственно 910/500 кВт и 170/94 кВт, имеет два генераторных ГТД (мод. ВК-100), которые могут предоставить еще 147 кВт (200 л.с). Одновременный отказ двух ГТД и их же с двумя ОЭМГ позволит выполнить технологии ВВП и КВП соответственно. При благоприятных погодных условиях литиевая батарея позволит БТЭВ-0,7 улететь на расстояние в 488 км при 2-й крейсерской скорости 475 км/ч. Однако при падении ее заряда до 25% от максимального значения включатся ГТД и будут в полете подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении ВВП вмещает 250 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 1482 км и позволит при ВВП достичь дальности полета до 1900 км.
Очевидно, освоение МПСВ и БТЭВ с улучшенными тактико-техническими показателями для авиатранспорта в современных условиях - задача многоплановая и не является технически неразрешимой. Поэтому в процессе дальнейшего развития винтокрылой авиации для труднодоступной местности, широко использующей сейчас вертолеты одновинтовой схемы, самой жизнью будет продиктована задача их освоения, которая достаточно просто и технически реализуема на базе имеющихся вертолетов. Теперь уже нет сомнений только турбоэлектрические МПСВ и БТЭВ исполнения РТРВ-Х2+3 - это реальное и очень близкое будущее деловой и специальной авиации, но и одно из возможных направлений развития авиационной техники и электрических вертолетно-винтокрылых комплексов на базе МПВС, имеющих при выполнении ВВП/КВН топливную экономичность 21,93/18,56 г/пасс·км, что позволит достойно конкурировать с корпорацией IAI (Израиль) и фирмой "AgustaWestland" (Италия).