БЕСПИЛОТНЫЙ ВЫСОКОСКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ
UNMANNED HIGH-SPEED HELICOPTER-AIRPLANE

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных высокоскоростных вертолетов-самолетов с двухвинтовой соосной и движительной системами, включающими два с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный или короткий взлет и посадку (ВВП или КВП), и вентиляторы в хвостовой балке для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях нижнего и верхнего однолопастных винтов, размещенных над и под соответствующими вертикально разнесенными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа и свободно вращающихся между ними.
Известен скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR/FVL компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем», двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ соосным несущим винтам и тяговым винтам в кольцевых каналах, смонтированных на консолях второго крыла, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12 тонн. Скоростной вертолет "AVX", имея скорость полета до 430-450 км/ч, дальность полета до 1400 км и динамический потолок 5176 м, может применяться для транспортировки 16 человек.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и тяговыми винтами в задних кольцевых каналах, используемыми только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 9,7% от их диаметра). Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета и улучшения показателей топливной эффективности менее, чем 87,55 г/пасс⋅км.
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 увеличения весовой отдачи при повышении скорости, взлетного веса и времени полета боле 50 минут, но и стояночных размеров планера весьма ограничено.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный 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 за хвостовым оперением.
Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным несущим винтам диаметром 10,3 5 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 5217 кг. Скоростной вертолет "Raider S-97", имея крейсерскую скорость полета до 440 км/ч, радиус действия до 600 км и динамический потолок 4570 м, может применяться для транспортировки 6 человек с обеспечением топливной эффективности не менее, чем 87,93 г/пасс⋅км.
2
2
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета. Это увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при длине фюзеляжа 11,752 м и диаметре несущих винтов 10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м при ПН=1,0 тонна. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 8,5% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Кроме того, отсутствие над соосными несущими винтами верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность безопасного использования средств спасения на парашюте без соприкосновения его строп с лопастями несущих винтов. Все это ограничивает возможность улучшения весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, но и предопределяет высокий удельный расход топлива.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете "Raider S-97" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса при использовании останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, упрощения продольно-поперечной управляемости как при висении, так и скоростном горизонтальном полете, но и при переходных маневрах, а также повышения показателей топливной эффективности и уровня безопасности полетов.
N
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен упомянутой двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей над нижней и под верхней вертикально разнесенными центральными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа пару с противоположным и свободным вращением между ними соответствующих однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и пропульсивно-вентиляторной системой (ПВС), имеющей вынесенный двухрядный вентилятор противоположного вращения, смонтированный внутри хвостовой балки для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего НВ, размещенных соответственно под ромбовидным в плане обтекателем верхней части фюзеляжа и над двигательным отсеком фюзеляжа, снабженным подфюзеляжным воздухозаборником, смонтированным под центропланом низкорасположенного крыла обратной стреловидности (НКОС), имеющего консоли с обратным сужением и образующего при отрицательном угле χ=-23° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным как закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота его консолей в плоскости хорды НКОС вперед по полету во время выполнения ВВП и зависания или стоянки на земле соответственно для уменьшения потерь в вертикальной тяги ДСНС-Х2 или стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных вперед по полету между верхней и нижней центральных частей фюзеляжа, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПВС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ПВС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях и синхронно втянутых телескопических противовесов в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых размещены под положительным углом χ=+23° стреловидности к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с ее консолями схему свободно несущего биплана с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями, размещенными позади НКОС, но и обратно, при этом нижний и верхний однолопастные НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с обтекателем верхней центральной части фюзеляжа, причем ПВС-Х2 с двухрядным вентилятором, смонтированным внутри и вынесенным к концу хвостовой балки, выполненной в виде воздушного тракта и имеющей по внешним ее бортам газоотводящие продольные каналы от левого и правого двигателей, выхлопные газы которых вводятся в воздушный тракт за вторым вентилятором и перед соплом соответствующими боковыми каналами так, что, образуя дополнительную реактивную тягу, создает увеличение совместной маршевой тяги для высокоскоростного горизонтального полета, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с двухрядным вентилятором и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком хвостовой балки, что исключает резонансные ее колебания совместно с двухкилевым оперением, имеющим стреловидный стабилизатор с верхними килями большего удлинения, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями меньшего удлинения, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей наружу, образуя при виде спереди две боковые V-образные вертикальные конфигурации, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован за центром масс в передней части соответствующей мотогондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на главный многоуровневый редуктор, имеющий несущий и маршевый выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с соосными вертикальными выходными валами для НВ и соосными продольными выходными наружным и внутренним задними валами для первого и второго двухрядного вентилятора соответственно, при этом выступающая часть внутреннего вала из ступицы второго вентилятора задним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри задней части хвостовой балки перед соответствующими боковыми каналами в воздушном тракте, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается главным редуктором только на однолопастные НВ ДСНС-Х2 в объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ=2,64 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 75% от взлетной мощности СУ только на двухрядный вентилятор ПВС-Х2, но и обратно.
maxHB
maxHB
maxHB
тп
Кроме того, консоли низкорасположенного стреловидного крыла (НСК), имеющего при положительном угле χ=+23° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ, размещенными под отрицательным углом χ=-23° стреловидности к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, образуя упомянутую Х-образную в плане стреловидность, представляющую собой свободно несущий биплан с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями, размещенными спереди НСК, выполнены с возможностью синхронного складывания концевых их частей вверх при их соответствующем размещении над обтекателем верхней части фюзеляжа, при этом однолопастные НВ со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом треугольной в плане формы, образующей задние вогнутые кромки во внутрь лопасти в точке максимальной ее хорды (b), совмещенной в уступе-вырезе с вершиной равнобедренного треугольника в плане, образующего как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/3 от хорды b и 2/3 от толщины c, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (r) во втянутом и выдвинутом положении, равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, и 30% от радиуса НВ соответственно, при этом каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды, соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром, равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее округлую в плане форму, причем при выполнении КВП и винтокрылого горизонтального полета консоли НСК, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в  больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли НСК в консоли с обратным сужением, создающим повышение несущей их способности на винтокрылых режимах полета при обдуве их консолей в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от однолопастных НВ, размещенных в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 и работающих совместно с маршевой тягой ПВС-Х2, продольная ось которых размещена по продольной линии, проходящей при виде сбоку по его центру масс и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом НВ снабжены системой обтекателей, имеющей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос между лопастью нижнего и верхнего НВ не менее 13% от их радиуса, причем обтекатель, колонки валов имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок НВ, при этом обтекатель колонки валов, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем в системе крыльев ХОС заднее НСК имеет 69% от общей площади системы крыльев ХОС совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации.
Кроме того, клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью, выполнены с нижним уступом-вырезом треугольной в плане формы, которые, выполняя роль элевоном, снабжены сервоприводами и возможностью их отклонения в вертикальной плоскости как синфазно, так и дифференциально, но и синхронно с уступом-вырезом другого НВ, таким образом, что при синфазном их отклонении вверх или вниз при прохождении лопастей НВ над хвостовой балкой, изменяют продольную балансировку, а при дифференциальном их отклонении вверх-вниз при прохождении лопастей НВ с противоположных боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания, при этом под верхней ромбовидной в плане центральной частью фюзеляжа на больших и меньших его боковых сторонах смонтированы электромеханические с гибким полотном соответствующие рольставни, обеспечивающие синхронное открывание/закрывание с обеих сторон соответствующих проемов в С-образной при виде сбоку конфигурации фюзеляжа, но и возможность при этом его использования в самолетной конфигурации соответственно с нормальным/минимальным взлетным весом и с зафиксированными лопастями-крыльями НВ, лопасти которых размещены внутри проема фюзеляжа и спереди по полету от центра масс, но и вдоль оси симметрии при втянутых упомянутых телескопических противовесов НВ в обтекатели их втулок.
Кроме того, система управления выполнена с возможностью как опционального его управления пилотами из двухместной кабины, имеющей катапультируемые в верхнюю полусферу кресла, размещенные бок о бок, так и совместного его использования в качестве головного в составе авиационной группы, включающей, по меньшей мере, два беспилотных аппарата, один из которых, являясь ведомым, автоматически повторяет маневры головного, а другой - управляется вторым пилотом с головного пилотируемого аппарата, но затем и наоборот, при этом упомянутый обтекатель верхней ромбовидной в плане части фюзеляжа, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление с авторотирующими НВ при аварийной посадке на парашютной спасательной системе.
N
крен
прод
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный высокоскоростной вертолет-самолет (БВВС), который снабжен упомянутой двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей над нижней и под верхней вертикально разнесенными центральными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа пару с противоположным и свободным вращением между ними соответствующих однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при ВВП и КВП, и пропульсивно-вентиляторной системой (ПВС), имеющей вынесенный двухрядный вентилятор противоположного вращения, смонтированный внутри хвостовой балки для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего НВ, размещенных соответственно под ромбовидным в плане обтекателем верхней части фюзеляжа и над двигательным отсеком фюзеляжа, снабженным подфюзеляжным воздухозаборником, смонтированным под центропланом низкорасположенного крыла обратной стреловидности (НКОС), имеющего консоли с обратным сужением и образующего при отрицательном угле χ=-23° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным как закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота его консолей в плоскости хорды НКОС вперед по полету во время выполнения ВВП и зависания или стоянки на земле соответственно для уменьшения потерь в вертикальной тяги ДСНС-Х2 или стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных вперед по полету между верхней и нижней центральных частей фюзеляжа, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПВС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ПВС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях и синхронно втянутых телескопических противовесов в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых размещены под положительным углом χ=+23° стреловидности к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с ее консолями схему свободно несущего биплана с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями, размещенными позади НКОС, но и обратно, при этом нижний и верхний однолопастные НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с обтекателем верхней центральной части фюзеляжа, причем ПВС-Х2 с двухрядным вентилятором, смонтированным внутри и вынесенным к концу хвостовой балки, выполненной в виде воздушного тракта и имеющей по внешним ее бортам газоотводящие продольные каналы от левого и правого двигателей, выхлопные газы которых вводятся в воздушный тракт за вторым вентилятором и перед соплом соответствующими боковыми каналами так, что, образуя дополнительную реактивную тягу, создает увеличение совместной маршевой тяги для высокоскоростного горизонтального полета, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с двухрядным вентилятором и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком хвостовой балки, что исключает резонансные ее колебания совместно с двухкилевым оперением, имеющим стреловидный стабилизатор с верхними килями большего удлинения, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями меньшего удлинения, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей наружу, образуя при виде спереди две боковые V-образные вертикальные конфигурации, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет передний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован за центром масс в передней части соответствующей мотогондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на главный многоуровневый редуктор, имеющий несущий и маршевый выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с соосными вертикальными выходными валами для НВ и соосными продольными выходными наружным и внутренним задними валами для первого и второго двухрядного вентилятора соответственно, при этом выступающая часть внутреннего вала из ступицы второго вентилятора задним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри задней части хвостовой балки перед соответствующими боковыми каналами в воздушном тракте, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается главным редуктором только на однолопастные НВ ДСНС-Х2 в объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ=2,64 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ системой трансмиссии перераспределяется 75% от взлетной мощности СУ только на двухрядный вентилятор ПВС-Х2, но и обратно. Все это позволит в БВВС при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение СУ с двумя ТВаД за центром масс обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВаД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель фюзеляжа, но и его аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление каждого профилированного балансировочного противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это вертикальные перемещения БВВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированных однолопастных НВ моменты М и М от верхнего и нижнего соосных НВ при передаче на фюзеляж через С-образный при виде сбоку фюзеляж взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой соосной схеме будет в 1,26-1,28 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 50% топливную эффективность в сравнении со скоростными вертолетами "Raider S-97" и "AVX". Более того, 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 крыльев ХОС, имеющей совместно с лопастями-крыльями НВ в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета, особенно, турбовентиляторного БВВС.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения палубного БВВС с НКОС, ДСНС-Х2 и ПВС-Х2 с двухрядным вентилятором, размещенным внутри и кормовой части хвостовой балки, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) с расположением двух однолопастных соосных НВ внутри проема фюзеляжа и по обе стороны от последнего при его использовании:
а) в полетной конфигурации вертолета с ДСНС-Х2, имеющей однолопастные НВ с профилированными телескопическими противовесами, лопасти которых, проходя внутри проема С-образного при виде сбоку фюзеляжа, свободно вращаются в противоположные стороны между как вертикально разнесенных верхней и нижней центральных его частей, так и носовой и кормовой частями фюзеляжа, но и между килей;
б) в полетной конфигурации турбовентиляторного самолета с системой крыльев ХОС, создающей подъемную силу совместно с зафиксированными лопастями-крыльями однолопастных НВ и втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой двухрядным вентилятором с условным расположением (пунктиром левой) и правой консолей НКОС в стояночной и полетной конфигурации.
Турбовентиляторный БВВС, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДСНС-Х2 с ПВС-Х2 и планером из композитного углепластика с ярусной схемой вертикально разнесенных центральных частей С-образного при виде сбоку фюзеляжа 1, имеющего ромбовидный в плане обтекатель 2 верхней части фюзеляжа 1 и нижний двигательный отсек 3, снабженным подфюзеляжным воздухозаборником 4, смонтированным под центропланом НКОС 5, имеющего консоли с обратным сужением и закрылки 6 с внешними флапперонами 7. В системе разноуровневых крыльев ХОС консоли НКОС 5 закреплены на узлах их поворота 8 спереди обтекателя 9 фюзеляжа 1. Двухкилевое оперение имеет стреловидный стабилизатор 10 с рулями высоты 11 и верхними килями 12 с рулями направления 13, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями 14, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей 12 наружу. ПВС-Х2 имеет с противоположным вращением вынесенный первый 15 и второй 16 двухрядный вентилятор, смонтированный внутри хвостовой балки 17, имеющей на ее конце сопло 18 и по внешним ее бортам газоотводящие продольные канала 19 от ТВаД, выхлопные газы которых вводятся в воздушный тракт 20 за вторым вентилятором 16 и перед соплом 18 соответствующими боковыми каналами 21. Внутренний вал из ступицы второго вентилятора 16 задним концом сцентрирован при помощи подшипникового узла 22, смонтированного на ребрах жесткости 23, закрепленных внутри хвостовой балки 17.
Соосные верхний 24 и нижний 25 однолопастные НВ имеют профилированные телескопические противовесы 26, выполненные в виде сегментов обтекателей втулок 27 и 28 НВ, которые закреплены на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, которая жестко закреплена в нижней части главного редуктора, а верхним сцентрирована и закреплена в ромбовидном в плане обтекателе 2. Между втулками 27-28 имеется обтекатель 29 колонки валов соосных НВ 24-25 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 30, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 29. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей БВВС его однолопастные 24-25 НВ, работают на режиме авторотации разгружают НКОС 5. При этом закрылки 6 и флаппероны 7 НКОС 5 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 24-25 - на угол 47°. Все однолопастные соосные НВ 24-25 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 26, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе как верхнего 24 и нижнего 25, например, при виде сверху вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б).
Комбинированная СУ имеет две мотогондолы 31 (см. фиг. 1б) с ТВаД, расположенные за центром масс в нижней части 3 моторного отсека фюзеляже 1 и по обе стороны от оси симметрии, снабжена выносным двухрядным вентилятором с их приводом от двух ТВаД, выполненных с передним выводом вала для отбора как их взлетной их мощности. Каждый из ТВаД, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ обеспечивает продолжение полета при одном работающем ТВаД и вращение соосных 24-25 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с парашютной аварийной системой, установленной в обтекателе 2 верхней части фюзеляжа 1, имеющем в верхней автоматически раскрываемой части контейнер 32 с парашютами, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается главным редуктором на соосные 24-25 НВ, но и на выносной двухрядный вентилятор 15-16 посредством продольных соосных валов 33 от работающих ТВаД, отключенных от системы трансмиссии привода НВ 24-25. При горизонтальном высокоскоростном полете БВВС в самолетной его конфигурации мощность от ТВаД передается только двухрядному вентилятору 15-16 через муфту сцепления (на фиг. 1 не показаны). Под верхней ромбовидной 2 в плане центральной части фюзеляжа 1 на больших и меньших его боковых сторонах смонтированы электромеханические рольставни (на фиг. 1 не показаны), обеспечивающие синхронное открывание/закрывание с обеих сторон соответствующих проемов в С-образной при виде сбоку конфигурации фюзеляжа 1 и с зафиксированными в нем лопастями-крыльями НВ.
Управление турбовентиляторным БВВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы НВ 24-25 и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 7, рулей высоты 11 и направления 13. При крейсерском полете подъемная сила создается НКОС 5 в системе ХОС совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ 24-25, образующими схему биплан с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ 24-25, размещенными позади НКОС 5 (см. фиг. 1a), горизонтальная тяга - двухрядным вентилятором 15-16 в хвостовой балке 17, на режиме висения только соосными НВ 24-25, на режиме перехода - НКОС 5 и с НВ 24-25. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 6 с флапперонами 7 консолей с обратным сужением (см. фиг. 1а) НКОС 5 синхронно отклоняются на максимальные их углы. После создания подъемной тяги соосными 24-25 НВ обеспечиваются режимы ВВП и зависания с использованием только однолопастных НВ 24-25 (см. рис. 1а). При синфазном отклонении серво-элевонов 34 (см. фиг. 1б) НВ 24-25 вверх или вниз при прохождении их лопастей над хвостовой балкой 17, изменяют продольную балансировку, а при дифференциальном их отклонении вверх-вниз при прохождении лопастей НВ 24-25 с противоположных боковых сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания. При висении на вертолетных режимах полета БВВС путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 24 и нижнего 25 НВ.
После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация НКОС 5 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 24-25 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются под углом χ=+23° к плоскости симметрии (см. фиг. 1б) и затем создается совместная маршевая и реактивная тяга через сопло 18 соответственно двухрядным вентилятором 15-16 и выхлопными газами от ТВаД внутри и на конце хвостовой балки 17 (см. рис. 1в) и производится высокоскоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 13 двух килей 12. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 11 стреловидного стабилизатора 10 и флапперонов 7 НКОС 5 соответственно.
Таким образом, турбовентиляторный БВВС с ПВС-Х2 и ДСНС-Х2, имеющими выносной двухрядный вентилятор и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены между верхней и нижней частей С-образного при виде сбоку фюзеляжа, представляет собой высокоскоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев НВ относительно продольной оси. Газоотводящие каналы от ТВаД и двухрядный вентилятор, создающие реактивную и маршевую тягу, обеспечивают повышение скорости на самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при взлете с коротким разбегом. Система ХОС с НКОС и лопастями-крыльями НВ, создавая за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента их совместного поднятия в производстве подъемной силы, позволит наравне с высокой тяговооруженностью СУ реализовать возможность выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета и, особенно, палубных БВВС с комбинированной СУ, которая обладает наименьшей массой, особенно с механическим приводом двухрядного вентилятора от основных ТВаД. Однако, комбинированная СУ данной схемы имеет повышенный по сравнению с турбовинтовой СУ расход топлива. Поэтому такая СУ может рассматриваться в качестве альтернативной только для палубных БВВС небольшой продолжительности времени полета.
Однако, нет никаких сомнений в том, что на пути освоения БВВС, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции соосных НВ и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП и зависания при их работе в синхронно-сбалансированной и симметричной ДСНС-Х2 однолопастных НВ, которые весьма перспективны в качестве останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, что исключит наличие узлов переворота лопастей (для организации симметричных поверхностей крыла относительно продольной оси) или весьма конструктивно сложных систем их складывания и уборки НВ. Несомненно, с течением времени широкое использование ТВаД в комбинированной СУ с выносным двухрядным вентилятором позволит добиться снижения расхода топлива более чем на половину в сравнении со скоростными вертолетами двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky, что немаловажно и, особенно, для опционально управляемых БВВС (см. табл. 1).