МНОГОВИНТОВОЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ
MULTIROTOR HIGH-SPEED HELICOPTER-AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многовинтовых скоростных вертолетов-самолетов с продольно-соосной несущей и движительной системами, имеющими переднюю и заднюю пары с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и два винта на концах заднего крыла для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях передних и задних однолопастных винтов, размещенных на пилонах соответствующих частей фюзеляжа и вращающихся над фюзеляжем и высокорасположенными крыльями схемы тандем.
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 выполнение ВВП или зависания и его 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 до 450 км/ч и дальность полета до 1400 км, обеспечивает динамический потолок 5176 м.
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 винтокрыл модели Tilt Duct СН-47 компаний "Boeing/Piasecki" (США), выполненный по двухвинтовой продольной схеме, оснащен газотурбинными двигателями, установленными с каждой стороны пилона заднего несущего винта и передающими мощность через трансмиссию валов на передний, задний несущие винты и на тянущие винты, смонтированные в задних кольцевых каналах по бокам фюзеляжа.
Признаки, совпадающие - наличие на пилонах над фюзеляжем несущих трехлопастных винтов диаметром 18,29 м, имеющих вращение в противоположных направлениях, а два турбовальных двигателя Т55-714А мощностью по 5000 л.с., используемых их всю мощность при вертикальном взлете и ее часть при горизонтальном полете соответственно на привод как несущих винтов при создании ими подъемной силы и пропульсивной тяги, так и тянущих винтов, расположенных в кольцевых каналах, обеспечивающих горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущие винты станут вращаться на режиме близко к самовращению, как у автожира, а потребную при этом горизонтальную тягу для крейсерского полета будут создавать винты в кольцевых каналах, что обеспечит винтокрылу более высокую экономичность, а избыточная тяговооруженность его СУ может при взлетном весе винтокрыла 24494 кг и с полезной нагрузкой 6,0 тонн создавать диапазон скоростей полета 350…400 км/час при дальности его действия до 935 км.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания и подъемной силы, и горизонтальной тяги (несущие винты и тянущие винты в кольцевых каналах), что неизбежно ведет к его утяжелению, особенно, с тянущими винтами в кольцевых каналах, используемыми лишь в горизонтальном полете, а также увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, снижению весовой отдачи и дальности действия. Вторая - это то, что на режиме висения поток от несущего заднего винта, обдувая кольцевые каналы задних тянущих винтов и создавая значительную общую потерю в его вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от кольцевых каналов, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения. Третья - в винтокрыле двухвинтовой продольной схемы с целью уменьшения длины фюзеляжа несущие передний и задний винты имеют перекрытие до 20-22% от ометаемой площади. Поэтому с целью уменьшения интерференции и вредного влияния переднего несущего винта на задний, последний размещен на пилоне выше переднего, что приводит к ухудшению весовой отдачи, а из-за интерференции ресурс заднего несущего винта и его редуктора гораздо меньше передних. Все это, в конечном итоге, обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является вертолет проекта RUMAS-50 российско-чешской компании «RUMAS group», выполненный по двухвинтовой продольной схеме, содержит в кормовой части фюзеляжа силовую установку (СУ), включающую двигатели, передающие крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие передний и задний винты и толкающий винт, смонтированные на соответствующих пилонах и на конце фюзеляжа.
Признаки, совпадающие - наличие крыла, хвостового оперения и двух турбовальных двигателей модели АИ-450 мощностью по 465 л.с. каждый, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность двум четырехлопастным несущим винтам, но и заднему толкающему винту, обеспечивающими соответственно перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, но и его поступательный горизонтальный полет соответственно. Вращение двух несущих и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, иметь целевую нагрузку 750 кг при взлетной его массе 2500 кг. Вертолет мод. RUMAS-50, имея диапазон скоростей полета 320-360 км/ч и практический потолок до 3000 м, обеспечивает дальность его полета до 750 км.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой продольной схемы с толкающим винтом на конце хвостовой балки, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет, увеличивая паразитную массу, повышенное аэродинамическое сопротивление, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете с двумя разновеликими несущими винтами продольной схемы имеет место сложная схема редуцирования при передаче разновеликой мощности СУ на них и необходимость длинных валов и агрегатов трансмиссии, но и опасность, создаваемая задним толкающим винтом для наземного персонала. Третья - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов и при авторотации последних осложняет их использование для продольно-поперечного управления. Четвертая - это то, что вес заднего винта вместе с вертикальным пилоном и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой продольной схемы с целью уменьшения длины фюзеляжа несущие передний и задний винты имеют перекрытие до 20-22% от ометаемой площади. Поэтому с целью уменьшения интерференции и вредного влияния переднего несущего винта на задний, последний размещен на пилоне выше переднего, что приводит к усложнении системы трансмиссии, а из-за интерференции ресурс заднего несущего винта и его редуктора гораздо меньше переднего. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, но и показателей топливной эффективности.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном легком вертолете проекта RUMAS-50 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.
мор
мор
нв
N
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что упомянутые передний и задний пилоны фюзеляжа снабжены двухвинтовыми соосными несущими системами (ДСНС) в продольно-соосной концепции, включающей над соответствующими частями фюзеляжа однолопастные несущие винты (НВ) с профилированными противовесами и противоположным свободным их вращением как без взаимного влияния, так и без размещения лопастей задних НВ над лопастями и противовесами передних НВ, имеющих при межосевом расстоянии (А) коэффициент перекрытия (a=A/R=1,36) и обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) и он выполнен как с двухвинтовой пропульсивной системой (ДПС), имеющей на законцовках заднего крыла схемы тандем две гондолы с редукторами тянущих винтов для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных лопастях-крыльях НВ, размещенных над центропланом переднего и заднего высокорасположенных крыльев обратной стреловидности (ВКОС) большого удлинения, снабженных соответственно как закрылками и закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды переднего и заднего ВКОС соответственно вперед и назад по полету во время стоянки на земле для уменьшения стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных вперед по полету соответственно над носовой и центральной частью фюзеляжа, но и смонтированных с отрицательным углом поперечного V, имеют консоли ВКОС с обратным сужением и образуют при их отрицательном угле χ=-13° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху две Х-образные стреловидности, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с парой ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДПС-Х2 соответственно с расположенными тандемом соосными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены с положительным углом χ=+13° стреловидности и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы тандемных крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с консолями ВКОС схему свободно несущего биплана-тандема с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ, размещенными позади каждого ВКОС, но и обратно, при этом соосные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум, вибрации и уменьшая аэродинамическую интерференцию, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью создания от соосных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой паре соосных НВ, например, при виде сверху верхние левые и нижние правые лопасти НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают создание более плавного обтекания воздушным потоком кормовой части фюзеляжа, что исключает резонансные ее колебания совместно с задним пилоном, выполненным в виде вертикального трапециевидного киля с рулем направления, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет задний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован по обе стороны от заднего пилона в передней части соответствующей гондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на объединительный редуктор, имеющий несущие и маршевые выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с продольными валами для соосных редукторов соответствующих НВ и поперечными выходными валами для левого и правого редукторов тянущих винтов соответственно, при этом флюгерно-реверсивные тянущие винты в ДПС-Х2 выполнены с возможностью их привода и от вспомогательной СУ на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные их тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается объединительным редуктором только на однолопастные НВ в паре ДСНС-Х2 и объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ=3,33 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 тянущие винты ДПС-Х2, но и обратно.
maxНВ
mахНВ
maxНВ
тп
Кроме того, консоли высокорасположенных стреловидных крыльев (ВСК), имеющие при положительном угле χ=+13° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ, установленными с отрицательным углом χ=-13° стреловидности, образуют упомянутые Х-образные в плане стреловидности, представляющие собой свободно несущий биплан-тандем с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ, размещенными спереди ВСК, снабжены во время стоянки на земле синхронным вперед по полету поворотом их консолей в плоскости хорды переднего и заднего ВСК, 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 ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой, имея вогнутые вовнутрь задние кромки лопасти, создают в точке максимальной ее хорды (b), совмещенной в уступе-вырезе с меньшей диагональю ромбовидной в плане формы, образующей как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/2 от хорды b и 2/3 от толщины с, 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 ВСК, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в  больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли ВСК 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 в каждой ДСНС-Х2 и работающих совместно с маршевой тягой ДПС-Х2, продольная ось толкающих винтов 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 тандемные ВСК имеют 50% от общей площади системы крыльев ХОС совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации, при этом передние и задние однолопастные НВ, закрепленные на выходных валах соответствующих соосных редукторов, снабжены на самолетных режимах полета возможностью фиксированной установки их лопастей-крыльев таким образом, что разнесенные по вертикали над соответствующими пилонами левая самая верхняя лопасть заднего соосного НВ при виде спереди размещена выше соответствующей левой лопасти переднего соосного НВ, а правая нижняя лопасть заднего соосного НВ при расположении ее на одном уровне с верхней лопастью переднего соосного НВ размещена выше правой самой нижней лопасти переднего соосного НВ.
Кроме того, упомянутые клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью выполнены с нижним уступом-вырезом ромбовидной в плане формы, внешние выступающие стороны которой образуют упомянутый равнобедренный треугольник в плане, выполняющий на соосных переднем и заднем НВ роль элеронов, снабженных сервоприводом и возможностью их синхронного отклонения в вертикальной плоскости таким образом, что при дифференциальном их отклонении вниз/вверх и вверх/вниз при прохождении лопастей НВ с противоположных правой/левой боковых сторон фюзеляжа, изменяют балансировку по крену соответственно влево и вправо при выполнении ВВП и зависания на вертолетных режимах полета.
мор
мop
нв
N
крен
прод
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить многовинтовой скоростной вертолет-самолет (МСВС), имеющий упомянутые передний и задний пилоны фюзеляжа, снабженные двухвинтовыми соосными несущими системами (ДСНС) в продольно-соосной концепции, включающей над соответствующими частями фюзеляжа однолопастные несущие винты (НВ) с профилированными противовесами и противоположным свободным их вращением как без взаимного влияния, так и без размещения лопастей задних НВ над лопастями и противовесами передних НВ, имеющих при межосевом расстоянии (А) коэффициент перекрытия (a=A/R=1,36) и обеспечивающих создание вертикальной тяги только при ВВП и КВП и он выполнен как с двухвинтовой пропульсивной системой (ДПС), имеющей на законцовках заднего крыла схемы тандем две гондолы с редукторами тянущих винтов для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных лопастях-крыльях НВ, размещенных над центропланом переднего и заднего высокорасположенных крыльев обратной стреловидности (ВКОС) большого удлинения, снабженных соответственно как закрылками и закрылками с внешними флапперонами, так и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды переднего и заднего ВКОС соответственно вперед и назад по полету во время стоянки на земле для уменьшения стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных вперед по полету соответственно над носовой и центральной частью фюзеляжа, но и смонтированных с отрицательным углом поперечного V, имеют консоли ВКОС с обратным сужением и образуют при их отрицательном угле χ=-13° стреловидности совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при виде сверху две X-образные стреловидности, так и с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с парой ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДПС-Х2 соответственно с расположенными тандемом соосными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях НВ с синхронно втянутыми телескопическими их противовесами в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых установлены с положительным углом χ=+13° стреловидности и вынесены наружу от плоскости симметрии в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы тандемных крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с консолями ВКОС схему свободно несущего биплана-тандема с разноуровневыми верхними лопастями-крыльями НВ, размещенными позади каждого ВКОС, но и обратно, при этом соосные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум, вибрации и уменьшая аэродинамическую интерференцию, выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и с возможностью создания от соосных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в каждой паре соосных НВ, например, при виде сверху верхние левые и нижние правые лопасти НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают создание более плавного обтекания воздушным потоком кормовой части фюзеляжа, что исключает резонансные ее колебания совместно с задним пилоном, выполненным в виде вертикального трапециевидного киля с рулем направления, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, турбовальных двигателей (ТВаД), левый и правый из которых имеет задний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован по обе стороны от заднего пилона в передней части соответствующей гондолы и связан посредством муфты сцепления с соответствующим входным валом, передающим крутящий момент от каждого ТВаД на объединительный редуктор, имеющий несущие и маршевые выходные потоки, связанные через муфты сцепления соответственно с продольными валами для соосных редукторов соответствующих НВ и поперечными выходными валами для левого и правого редукторов тянущих винтов соответственно, при этом флюгерно-реверсивные тянущие винты в ДПС-Х2 выполнены с возможностью их привода и от вспомогательной СУ на режимах выполнения ВВП и зависания и, как следствие, это позволит, создавая прямую и обратную горизонтальные их тяги, выполнять соответствующие перемещения в поступательном полете вдоль продольной его оси, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности СУ от двух ТВаД обеспечивается объединительным редуктором только на однолопастные НВ в паре ДСНС-Х2 и объеме 100% от располагаемой взлетной их мощности, используемой на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ=3,33 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 тянущие винты ДПС-Х2, но и обратно. Все это позволит в МСВС при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение СУ с двумя ТВаД по обе стороны киля обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВаД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель гондол, но и их 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 МСВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированных однолопастных соосных НВ моменты М и М от верхнего и нижнего НВ при передаче на фюзеляж через соосные редукторы взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в паре ДСНС-Х2 будет в 1,26-1,28 выше, чем у двух- или трехлопастных двухвертолетных 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 1,2 раза коэффициент поднятия тандемной системы крыльев ХОС с лопастями-крыльями НВ, что создает преимущество в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета, особенно, коммерческих МСВС для местных воздушных линий (МВЛ).
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения МСВС для МВЛ с тандемными ВСК, парой ДСНС-Х2 и ДПС-Х2 с толкающими винтами, размещенными на законцовках заднего ВСК схемы тандем, приведено на фиг. 1 и общих видах сбоку а) и сверху б) соответственно с расположением однолопастных соосных НВ вдоль оси симметрии и тяговых по обе стороны от последней при его использовании:
а) в полетной конфигурации вертолета с парой ДСНС-Х2, имеющей однолопастные соосные НВ с профилированными телескопическими противовесами, лопасти которых, проходя над носовой и центральной частью фюзеляжа, свободно вращаются в противоположные стороны над расположенными тандемом консолями ВСК;
б) в полетной конфигурации турбовинтового самолета с тандемными крыльями ХОС, создающими подъемную силу ВСК совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ при втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой двумя толкающими винтами с условным расположением (пунктиром левых) и правых консолей тандемных ВКОС в стояночной и полетной конфигурации.
Турбовинтовой МСВС для МВЛ, представленный на фиг. 1, выполнен по продольно-соосной концепции в двух ДСНС-Х2 с ДПС-Х2 и планером из композитного углепластика, содержит фюзеляж 1 и большого удлинения переднее 2 и заднее 3 ВСК схемы тандем, снабженные соответственно закрылками 4 и закрылками 4 с флапперонами 5. На законцовках заднего ВСК 3 имеются гондолы 6 ДПС-Х2 с толкающими левым 7 и правым 8 флюгерно-реверсивными винтами. Вертикальное оперение с форкилем 9 имеет трапециевидный киль 10 с рулем направления 11. Несущая четырех-винтовая продольно-соосная схема, размещенная на переднем пилоне 12 и на законцовке киля 10, имеет однолопастные верхние передний 13 с задним 14 и нижние передний 15 с задним 16, которые вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки (см. фиг. 1б). Соосные верхние 13-14 и нижние 15-16 однолопастные НВ имеют профилированные телескопические противовесы 17, выполненные в виде сегментов обтекателей соответственно втулок 18 и 19 НВ, которые закреплены на соответствующих выходных валах соосных редукторов (на фиг. 1 не показаны). Между каждой пары втулок 18-19 имеется обтекатель 20 колонки валов соосных НВ 13-16 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 21, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 20. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей МСВС его однолопастные 13-16 НВ, работают на режиме авторотации разгружают ВСК 2-3. При этом закрылки 4 с флапперонами 5 ВСК 2-3 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 13-16 - на угол 47°. Все однолопастные соосные НВ 13-16 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 17, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов. Турбовинтовая СУ имеет две мотогондолы 22 (см. фиг. 1б) с ТВаД, расположенные в кормовой части фюзеляжа 1 и по обе стороны от киля 10, выполнены с задним выводом вала для отбора как их взлетной их мощности. Каждый из ТВаД, образуя с соответствующим соединительным валом и объединительным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ обеспечивает продолжение полета при одном работающем ТВаД и вращение соосных 13-16 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с авторотирующими НВ 13-16, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении как ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается объединительным редуктором посредством продольной системой валов 23 только на соосные 13-16 НВ, так и в самолетной полетной конфигурации - только на толкающие винты 7-8 посредством поперечных валов, проложенных (на фиг. 1 не показаны) в носке заднего ВСК 3 и также от работающих ТВаД, отключенных при этом от системы трансмиссии привода НВ 13-16.
Управление турбовинтовым МСВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосных групп передних 13-15 и задних 14-16 НВ и отклонением рулевых поверхностей: синфазным и дифференциальным флапперонов 5 и рулей направления 11. При крейсерском полете подъемная сила создается ВСК 2-3 в системе ХОС совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ 13-16, образующими схему биплан-тандем с разноуровневыми лопастями-крыльями НВ 13-15 и 14-16, размещенными соответственно спереди ВСК 2 и 3 (см. фиг. 1б), горизонтальная тяга - толкающими 7-8 винтами на ВСК 3, на режиме висения только соосными НВ 13-16, на режиме перехода - ВСК 2-3 и с НВ 13-16. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 4 с флапперонами 5 (см. фиг. 1б) ВСК 2-3 синхронно отклоняются на максимальные их углы и образуют их консоли с обратным сужением. После создания подъемной тяги соосными 13-16 НВ обеспечиваются режимы ВВП и зависания с использованием только однолопастных НВ 13-16 (см. фиг. 1а). При дифференциальном отклонении серво-элеронов 24 (см. фиг. 1б) НВ 13-16 вверх/вниз при прохождении их лопастей с противоположных боковых сторон фюзеляжа 1, изменяют балансировку по крену при выполнении ВВП и зависания, а для изменения продольной балансировки при этом изменяется тяга передних 13-15 и задних 14-16 НВ. При висении на вертолетных режимах полета МСВС путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага верхних 13-14 и нижних 15-16 в соответствующих группах соосных НВ. После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ВСК 2-3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 13-16 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются под отрицательным углом χ=-13° стреловидности (см. фиг. 1б), затем создается совместная маршевая тяга толкающими 7-8 винтами (см. фиг. 1б) и производится скоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 11 киля 10. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением флапперонов 5 ВСК 3 соответственно.
Таким образом, МСВС с парой ДСНС-Х2 в продольно-соосной схеме имеет четыре однолопастных НВ, размещенных на переднем пилоне и киле, но и ДПС-Х2 с толкающими винтами, размещенными на законцовках заднего ВСК схемы тандем, делающей вклад 50% в аэродинамическую подъемную силу при скорости не менее 407 км/ч, что позволит летать на 25% быстрее и выше, чем скоростные вертолеты двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky (см. табл. 1).