МНОГОЦЕЛЕВОЙ МНОГОВИНТОВОЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ
MULTI-PURPOSE MULTI-ROTOR HIGH-SPEED HELICOPTER

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания многоцелевых многовинтовых скоростных вертолетов с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами в продольно-поперечной схеме Х(2×2)+2, имеющей переднюю и заднюю пары поперечных двухлопастных винтов, размещенных на вертикальных V-образных валах в обтекателях и V-образном оперении, но и на стабилизаторе тянущие винты в кольцевых каналах, создающие маршевую тягу для скоростного полета после выполнения вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП).
Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высоко расположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет два двигателя, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента, вертикальное двухкилевое оперение, установленное на концах стабилизатора, и трехопорное убирающееся колесное шасси.
2
N
Признаки, совпадающие - наличие высоко расположенного 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 гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС 155 и рядом узлов от ЕС 175, оснащен крылом S=12 м, которое, имея большое отрицательное поперечное V, делает вклад 31% в аэродинамическую подъемную силу при скорости 220 узлов, что позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 435 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). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρ=2,1, иметь целевую нагрузку 1600 кг при взлетном весе 8 тонн, что на 30% больше, чем у вертолета ЕС 155.
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, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес 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 поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что 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. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.
Известен скоростной вертолет модели "AVX" проекта 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 тяговые винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высоко расположенной схемы «тандем» и убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.
Признаки, совпадающие - наличие высоко расположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ двум четырехлопастным соосным несущим винтам и тяговым винтам в двух кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет проекта "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7200 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, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при висении 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 винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов до 10% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением прямолинейных лопастей (без поперечного их V) 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, показателей топливной эффективности, но и улучшения путевой управляемости.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "K-МАХ" компании «Каman Aerospace» (США), имеющий двухвинтовую поперечную схему с близко расположенными перекрещивающимися винтами и силовую установку (СУ) с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и удлиненные валы на несущие винты, смонтированные на пилонах фюзеляжа, вертикальное оперение со стабилизатором и убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие - вертолет, имеющий два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях и расположенных со значительным перекрытием (92%) и наклоном осей вращения от вертикали. Наклон осей вращения двухлопастных винтов от плоскости симметрии наружу на угол β=15° и синхронизация их вращения обеспечивает безопасное прохождение (на высоте ≈352 мм) лопастей одного несущего винта над втулкой другого. Втулки несущих винтов имеют упрощенную конструкцию с общим горизонтальным шарниром. Турбовальный двигатель Lycoming T53-L-17A мощностью 1350 л.с. установлен сверху фюзеляжа, между несущими винтами за главным редуктором трансмиссии, который обеспечивает привод обоих перекрещивающихся несущих винтов. Беспилотный вертолет модели "K-МАХ", имеющий диаметр несущих винтов: 14,73 м, длину фюзеляжа: 12,73 м, высоту: 4,14 м, взлетный вес: 5443 кг при весе пустого: 2334 кг, максимальную/крейсерскую скорость полета: 193/185 км/ч, практический потолок: 7010 м и дальность полета: 494 км, может использоваться в специальной авиации как «летающий кран» для транспортировки грузов (массой до 2404 кг при массе топлива 705 кг) на внешней подвеске.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что управление по тангажу и крену вертолета с перекрещивающимися несущими винтами обеспечивается путем изменения циклического шага лопастей, что создает неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования и, особенно, когда лопасти несущих винтов наклоняются в точках перекрещивания вперед или назад, влево или вправо одновременно. Путевое управление осуществляется путем изменения дифференциального общего их шага. Вторая - это то, что для повышения безопасности обслуживающего персонала на земле при вращении отклоненных винтов по обе стороны от вертолета с перекрещивающимися несущими винтами, смонтированными на удлиненных валах в обтекателях, имеет место большая высота двух их пилонов, что увеличивает как аэродинамическое профильное сопротивление, так и массу планера и, как следствие, предопределяет значительное уменьшение скорости полета и малую весовую отдачу. Третья - это то, что хвостовое оперение не имеют поверхностей управления по тангажу, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов, что ограничивает стабильность поперечно-продольной управляемости. Четвертая - это то, что в вертолете двухвинтовой поперечной схемы из-за перекрещивания плоскостей вращения несущих винтов, а значит сложения подъемных сил в месте их перекрещивания, возникает момент кабрирования, а его однодвигательная СУ уменьшает и безопасность. Кроме того, несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы β=15° от плоскости симметрии в каждую сторону и на угол α=5° вперед по полету, что не полностью компенсирует реактивные моменты несущих винтов в этой схеме на главном редукторе вертолета. Поэтому незначительные моменты по тангажу и курсу компенсируется рулями высоты и системой управления. Все это также ограничивает возможность увеличения скорости и дальности полета, показателей топливной эффективности, но и осложняет из-за наклона по бокам лопастей перекрещивающихся винтов наземное его техническое обслуживание.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "K-МАХ" исключения наклона по бокам и вниз лопастей несущих винтов и их законцовок, уменьшения потребной мощности на управление по тангажу, крену и курсу при висении, увеличения угловой скорости вращения несущих винтов при соответствующем уменьшении их диаметра, повышения скорости и дальности полета, безопасности обслуживания и показателей топливной эффективности.
мо
мо
нв
нв
1
п
з
к
л
к
л
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "K-МАХ", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по продольно-поперечной схеме и концепции перекрещивающихся чашеобразных несущих винтов (ПЧНВ) в системе ПЧНВ-Х⋅(2×2)+2, включающей переднюю и заднюю пару упомянутых поперечных винтов, разнесенных вдоль оси симметрии на межосевом расстоянии (L), определяемым из соотношения: L=0,65D м, (где: D - диаметр несущих винтов) и смонтированных соответственно на концах V-образных профилированных обтекателей и законцовках V-образного вертикального оперения, снабженного рулями направления, и размещенных на выходных валах соответствующих V-образных редукторов, левая и правая боковые пары выходных их валов наклонены наружу на угол β=7,5° от плоскости симметрии при их одновременном отклонении от вертикали вперед по полету на угол α=5° и α=5° соответственно валов передней и задней пары поперечных двухлопастных несущих винтов, но и два флюгерно-реверсивных тянущих винта в задних кольцевых каналах (ЗКК), вынесенных за переднюю кромку высоко расположенного стабилизатора и создающих маршевую тягу при или после выполнения соответственно короткого или вертикального взлета/посадки (КВП или ВВП) для скоростного горизонтального полета, трапециевидный стабилизатор с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V оснащен по всему его размаху флапперонами и в центре ЗКК удобообтекаемыми гондолами консольных редукторов тянущих винтов, внутренние секции стабилизатора возле его лонжерона снабжены левым и правым поперечными синхронизирующими валами, связанными с соответствующими входными нижними валами крестообразного в плане главного редуктора, снабженного по оси симметрии выходными верхними валами, связанными с поперечными V-образными редукторами передней и задней группы несущих винтов, и являющимися выходными валами Т-образных в плане консольных редукторов тянущих винтов, имеющих продольные выходные и входные валы, связанные соответственно с тянущими винтами и приводимые через муфты сцепления левым и правым газотурбинными двигателями (ГТД), выполненными с передним выводом вала для отбора взлетной их мощности и смонтированными по обе стороны от оси симметрии совместно с консольным редуктором в соответствующей гондоле, имеющей наравне с фюзеляжем на концах верхних их частей по три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая их обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной их оси ближе к задней их кромке, каждый из несущих винтов, выполненный с саблевидными в плане лопастями, имеет как между винтов в передней и задней поперечной их паре, так и в левой и правой боковой паре винтов соответственно как возможность безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого, но и свободного их вращения в левой и правой группе винтов так, чтобы наступающие лопасти левого заднего и правого заднего винтов проходили, имея направление вращение соответственно против и по часовой стрелке, над соответствующим бортом фюзеляжа и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали гармоничное сочетание продольно-поперечного и путевого управления и исключение условий схлестывания лопастей несущих винтах, а также возможность их выполнения как с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага, так и с возможностью изменения общего их шага и автоматической установки их лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, каждый чашеобразный несущий винт имеет лопасти, закрепленные перпендикулярно к конусной боковой поверхности чашеобразной втулки его винта, образующей конус несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, создающего угол конуса винта α=180°-2β, град (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β=7,5° - угол между каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно оси его вращения), в двухвинтовом пропульсивном движителе (ДПД) с тянущими винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность максимального отклонения развитых флапперонов при выполнении ВВП и зависания, уменьшающих на 7% потери в вертикальной тяги несущих винтов, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами в соотношении 95% и 5% от располагаемой взлетной их мощности на несущие винты и ДПД с тянущими винтами, обеспечивающими горизонтальный полет вперед или назад при зависании, тянущие винты ДПД, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой тянущих винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 72% или 67% от взлетной их мощности СУ, 30% мощности из которых перераспределяется через продольные выходные валы консольных редукторов на тянущие винты ДПД, а остальные из 77% и 72% или 67% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на все несущие винты, но и обратно.
Кроме того, с целью повышения мореходности и обеспечения плавучести нижняя часть фюзеляжа выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего низкорасположенного крыла схемы «тандем», имеющего положительный угол ψ=+5° поперечного V, а две основные двухколесные стойки - в задние боковые обтекатели лодки.
л
Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовки, оптимизированной для горизонтального полета на большой скорости, представляющей собой эффективное средство для уменьшения неблагоприятных последствий сжимаемости воздуха, в частности, появления скачков уплотнения при увеличении хорды за пределами некоторого поперечного сечения, располагающегося примерно в расширяющейся зоне на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенной в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44° и способствующим появлению интенсивных и устойчивых вихрей, которые отодвигают границу срыва потока, особенно в том случае, когда данная лопасть движется в направлении, противоположном направлению поступательного полета при зависании, при этом с целью возможности как отодвинуть границы срыва потока, так и обеспечить выигрыш в мощности на больших скоростях горизонтального полета, каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β=7,5°, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с оживальной законцовкой отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.
л
Кроме того, с целью появления интенсивных вихрей, отодвигающих границу срыва потока каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений, равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной форме в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β.
мо
мо
нв
нв
1
п
з
к
л
к
л
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить многоцелевой многовинтовой скоростной вертолет (ММСВ), который выполнен по продольно-поперечной схеме в системе ПЧНВ-Х(2×2)+2, включающей переднюю и заднюю пару упомянутых поперечных винтов, разнесенных вдоль оси симметрии на межосевом расстоянии (L), определяемым из соотношения: L=0,65D м, (где: D - диаметр несущих винтов) и смонтированных соответственно на концах V-образных профилированных обтекателей и законцовках V-образного вертикального оперения, снабженного рулями направления, и размещенных на выходных валах соответствующих V-образных редукторов, левая и правая боковые пары выходных их валов наклонены наружу на угол β=7,5° от плоскости симметрии при их одновременном отклонении от вертикали вперед по полету на угол α=5° и α=5° соответственно валов передней и задней пары поперечных двухлопастных несущих винтов, но и два флюгерно-реверсивных тянущих винта в ЗКК, вынесенных за переднюю кромку высоко расположенного стабилизатора и создающих маршевую тягу при или после выполнения соответственно КВП или ВВП для скоростного горизонтального полета. Трапециевидный стабилизатор, имеющий отрицательный угол ψ=-5° поперечного V, оснащен по всему его размаху флапперонами и в центре ЗКК удобообтекаемыми гондолами консольных редукторов тянущих винтов. Внутренние секции стабилизатора возле его лонжерона снабжены левым и правым поперечными синхронизирующими валами, связанными с соответствующими входными нижними валами крестообразного в плане главного редуктора, снабженного по оси симметрии выходными верхними валами, связанными с поперечными V-образными редукторами передней и задней группы несущих винтов, и являющимися выходными валами Т-образных в плане консольных редукторов тянущих винтов, имеющих продольные выходные и входные валы, связанные соответственно с тянущими винтами и приводимые через муфты сцепления левым и правым ГТД, выполненными с передним выводом вала для отбора взлетной их мощности и смонтированными по обе стороны от оси симметрии совместно с консольным редуктором. Каждый из несущих винтов, выполненный с саблевидными в плане лопастями, имеет как между винтов в передней и задней поперечной их паре, так и в левой и правой боковой паре винтов соответственно как возможность безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого, так и свободного их вращения без взаимовлияния и в левой, и правой группе винтов так, чтобы наступающие лопасти левого заднего и правого заднего винтов проходили над соответствующим бортом фюзеляжа от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание продольно-поперечного и путевого управления, но и в межгрупповых несущих винтах возможность их выполнения как с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага, так и с возможностью изменения общего их шага и автоматической установки их лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки. Каждый чашеобразный несущий винт имеет лопасти, закрепленные перпендикулярно к конусной боковой поверхности чашеобразной втулки его винта, образующей конус несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, создающего угол конуса винта α=180°-2β, град (где: α - угол, образующий конусную поверхность; β=7,5° - угол между каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно оси его вращения). При этом в ДПД с тянущими винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность максимального отклонения развитых флапперонов при выполнении ВВП и зависания, уменьшающих на 7% потери в вертикальной тяги несущих винтов. Причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами в соотношении 95% и 5% от располагаемой взлетной их мощности на несущие винты и ДПД с тянущими винтами, обеспечивающими поступательный горизонтальный полет вперед или назад при зависании. Тянущие винты ДПД, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой тянущих винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 72% или 67% от взлетной их мощности СУ, 30% мощности из которых перераспределяется через продольные выходные валы консольных редукторов на тянущие винты ДПД, а остальные из 77% и 72% или 67% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на все несущие винты, но и обратно. При авторотации или на режимах, близких к самовращению четырех несущих винтов, срыв потока на их лопастях с жестким их креплением и без автоматов их перекоса отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 445 или 435 км/ч соответственно. Все это позволит повысить и дальность полета ММСВ исполнения ПЧНВ-Х(2×2)+2, освоенного по наиболее эффективной схеме перспективного скоростного вертолета для выполнения операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с чашеобразными несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками отогнутыми вниз, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение массы конструкции, уровня шума, вибраций и затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит удвоить полезную нагрузку и улучшить весовую отдачу, повысить безопасность, но и транспортную и топливную эффективность при скоростном полете и, особенно, палубного (плавающего) ММСВ.
Предлагаемое изобретение плавающего ММСВ с чашеобразными перекрещивающимися несущими винтами и ДПД с тянущими винтами в ЗКК, обеспечивающими соответственно варианты использования схемы «тандем» с первым низко- и вторым высоко расположенным крыльями, иллюстрируются общими видами на фиг. 1.
На фиг. 1 изображен ММСВ исполнения ПЧНВ-Х(2×2)+2 на общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) при его использовании с двухлопастными несущими винтами в схеме «тандем», второе крыло из которых имеет тянущие винты в ЗКК:
а) в полетной конфигурации плавающего вертолета исполнения ПЧНВ-Х⋅(2×2)+2, имеющего передние и задние поперечные несущие винты и ДПД с тянущими винтами в ЗКК, создающими маршевую тягу при плавании в заданном направлении;
б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей два крыла совместно с четырьмя двухлопастными несущими винтами, имеющими параллельное размещение всех лопастей в момент их прохождения зоны под углом 45° к оси симметрии и авторотирующими или вращающимися на режиме, близком к их самовращению, и тянущие винты, создающие маршевую тягу для скоростного горизонтального крейсерского полета.
1
п
з
л
л
л
Плавающий ММСВ, представленный на фиг. 1, выполнен с ДПД и по четырехвинтовой несущей схеме в системе ПЧНВ-Х(2×2)+2, содержит несущий фюзеляж-лодку 1 и умеренного удлинения низко- и высоко расположенные крылья схемы «тандем», включающей соответственно стреловидное первое крыло 2 с флапперонами 3 и трапециевидное второе крыло 4, имеющее на консолях боковые ЗКК 5 и по всему их размаху закрылки 6 (см. фиг. 1б). Каждый боковой ЗКК 5 имеет внутри на профилированных ребрах жесткости консольный редуктор (на фиг. 1 не показаны) с семилопастным флюгерно-реверсивным тянущим винтом левым 7 и правым 8 и в центре ЗКК 5 снабжен гондолой 9 двухдвигательной СУ (см. фиг. 1б). Несущая четырехвинтовая продольно-поперечная схема, размещенная на вертикальных валах 11 в обтекателях 12 на выпуклом переднем обтекателе 10 фюзеляжа-лодки 1 и законцовках V-образного оперения 13, имеющего рули направления 14. Передняя и задняя пары из которых наклонены наружу на угол β=7,5° от плоскости симметрии при отклоненных от вертикали вперед по полету на угол α=5° и α=5° соответственно валов передней 15-16 и задней 17-18 пары поперечных перекрещивающихся несущих винтов, имеющих параллельное размещение всех лопастей в момент их прохождения зоны под углом 45° к оси симметрии (см. фиг. 1б). Каждый чашеобразный двухлопастный винт 15-18, основные зоны лопастей которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности соответствующих чашеобразных втулок 19 под углом (β - это угол между основной зоной каждой лопасти несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), равным β=7,5°. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от двухлопастных несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущих винтов 15-18 имеют шумопонижающие оживальные законцовки 20, отогнутые вниз на угол β=7,5° и противоположную сторону вращения винтов (см. фиг. 1б). Во время аварийной посадки на режиме авторотации четырех несущих винтов 15-18 для разгрузки крыльев 2 и 4 их флаппероны 3 и закрылки 6 автоматически отклоняются на углы 20° и 40° соответственно, а при выполнении технологии ВВП для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 47° и 75°. Главный крестообразный в плане редуктор в обтекателе 21 размещен по оси симметрии фюзеляжа-лодки 1 с выходными продольными валами, связанными с валами 11 V-образных редукторов (на фиг. 1 не показаны), обеспечивающих при этом безопасное прохождение одного несущего винта над втулкой другого в каждой группе и межгрупповых несущих винтах 15-18 (см. фиг. 1а), но и свободное вращение перекрещивающихся 15-16 и 17-18 несущих винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Каждый ЗКК 5, увеличивающий несущую способность крыла 4, позволяет с крылом 2 снизить нагрузку на несущие винты 15-18, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них. На вертолетных режимах полета между несущими винтами, имеющими полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в каждой группе несущих винтов 15-16, и 17-18 (см. фиг. 1б). Два ГТД расположены в гондолах 9, имеющих наравне с фюзеляжем 1 на концах верхних их частей по три равновеликих аэродинамических гребня 22, параллельно смонтированных, улучшая их обтекание. Мощность от ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, передается несущим 15-18 и тянущим 7-8 винтам в ЗКК 5 посредством главного и консольных редукторов с системой соответственно поперечных и продольных валов, первые и последние из которых связывают ГТД и с главным редуктором, и с соответствующим консольным редуктором тянущих винтов 7-8 (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, так и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости крейсерского полета. В случае отказа двух ГТД, то возможна посадка ММСВ в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации несущих винтов 15-18. Четырехопорное убирающееся колесное шасси, главные опоры с колесами 23 смонтированы в задних обтекателях-спонсонах 24 фюзеляжа-лодки 1, вспомогательные опоры с колесами 25 - в передние отсеки центроплана крыла 2.
Управление плавающим ММСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага несущих 15-18 винтов, но и отклонением рулевых поверхностей: как при скоростном полете - флапперонов 3 крыла 2, рулей направления 14. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2 и 4 несущими 15-18 винтами, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно тянущими винтами 7-8 в ЗКК 5 и несущими винтами 15-18, на режиме висения только несущими 15-18 винтами, на режиме перехода - крыльями 2 и 4 с несущими 15-18 винтами. При переходе к КВП и флаппероны 3 и закрылки 6 крыльев 2 и 4 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие 15-18 и тянущие 7-8 винты. После создания необходимой подъемной тяги несущими 15-18 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой схемы реактивные моменты несущих винтов компенсируются полностью за счет взаимно противоположного их вращения между несущими 15-16 и 17-18 винтами. При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ММСВ осуществляется дифференциальным изменением шага передней 15-16 и задней 17-18 группы винтов. Путевое управление обеспечивается соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов диагонально расположенных несущих 16, 17 и 15, 18 винтов, имеющих одинаковое направление вращение (см. фиг. 1б). Поперечное управление обеспечивается дифференциальным изменением шага левой 15, 17 и правой 16, 18 группы винтов. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются шасси 23 и 25, флаппероны 3/закрылки 6 крыла 2/4 и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих 15-18 винтов на тянущие винты 7-8 в ЗКК 5 (см. фиг. 1б). После чего производится скоростной полет ММСВ в полетной конфигурации четырехвинтового крылатого автожира с ДПД, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 14. Продольное и поперечное управление ММСВ при горизонтальном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением всех и внешних флапперонов 3 крыла 2. При скоростном полете исключение от продольно-поперечного управления ММСВ несущих 15-18 винтов с жестким креплением лопастей и без автоматов из перекоса и, как следствие, это не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на отступающих лопастях несущих винтов 15-18 на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета до 445-460 км/ч.
Таким образом, ММСВ исполнения ПЧНВ-Х(2×2)+2 и продольно-поперечной схемы имеет четыре чашеобразных двухлопастных несущих винта, размещенных на передних и задних валах V-образных редукторов, но и ДПД с тянущими винтами в ЗКК, размещенных на консолях второго крыла схемы «тандем», делающей вклад 48% в аэродинамическую подъемную силу при скорости не менее 407 км/ч, что позволит летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты (см. табл. 1).