СКОРОСТНОЙ ТУРБОВЕНТИЛЯТОРНЫЙ ВИНТОКРЫЛ
HIGH-SPEED TURBOFAN COMBINED HELICOPTER

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных турбовентиляторных винтокрылов с разнесенной винтовой и реактивной тягой в поперечно-продольной схеме, два несущих винта из которой смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов обтекателей высокорасположенного биплана как нижнего второго крыла обратной стреловидности, так и верхнего первого крыла типа обратная "чайка" и два турбореактивных двухконтурных двигателя с изменяемым вектором тяги и задним размещением за стабилизатором с винтами, создающими маршевую тягу и выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).
Известен комбинированный винтокрыл модели S-72 фирмы «Sikorsky» (США), выполненный по одновинтовой схеме с Х-образным несущим и рулевым винтами, низкорасположенным крылом, имеет два газотурбинных двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на винты, и два турбовентиляторных двигателя, смонтированные в носовой части по обе стороны фюзеляжа и обеспечивающие реактивную маршевую тягу, оперение с управляемым стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.
Признаки, совпадающие: наличие главного редуктора и соединительных валов трансмиссии, создающих синхронизирующее вращение несущего и рулевого винтов и передающих мощность Х-образному несущему и рулевому винтам, создающим подъемную силу и управление по курсу. Два турбовентиляторных двигателя обеспечивают реактивную тягу при крейсерском скоростном полете, особенно, когда несущий винт станет вращаться на режиме самовращения, как у автожира, создавая только 30% необходимой подъемной силы, а 70% будут создаваться крылом, что должно было обеспечить винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а избыточная тяговооруженность его силовой установки, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе, создает диапазон скоростей его полета 345…485 км/ч.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, имеет большой объем регламентных работ и является дорогим в эксплуатации, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Вторая - это то, что силовая установка, включает разнотипные двигатели и, тем самым, усложняет конструкцию и снижает надежность крейсерского полета при отказе одного из двух турбовентиляторных двигателей, а расход топлива оказался более высоким, чем у вертолета, и преимущества автожирного полета нельзя было реализовать полностью, особенно, на коротких маршрутах. Третья - это то, что в винтокрыле одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от его вращения рулевым винтом, которая составляет 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов хвостовой трансмиссии рулевого винта, увеличивающего аэродинамическое сопротивление и создающего опасность для наземного персонала. Четвертая - это то, что вес рулевого винта вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовой трансмиссии составляет до 15…20% веса пустого винтокрыла и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного веса, причем при вертикальном взлете крыло и два турбовентиляторных двигателя бесполезны, а в горизонтальном полете лишним может оказаться и несущий и рулевой винты, что, увеличивая паразитную массу, уменьшает весовую отдачу. Пятая - 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 прямым крылом. Кроме того, отсутствие системы отбора мощности от турбовентиляторных двигателей исключает возможность упрощения силовой установки. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности.
Известен самолет вертикального взлета и посадки модели F-35V (США), содержащий моноплан с высокорасположенным крылом, консоли которого снабжены боковыми соплами, создающими наравне с передним подъемным вентилятором вертикальную тягу, имеет турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с муфтой сцепления, приводным валом, редуктором привода подъемного вентилятора и его отклоняемым с помощью поворотных створок соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, хвостовое двухкилевое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие: силовая установка самолета F-35V включает форсажный ТРДД, выполненный на базе двигателя F119, имеет модуль основного поворотного сопла (Three-Bearing Swivel Module), муфту сцепления, основной приводной вал, редуктор привода подъемного вентилятора и расположенные в крыле воздухоотводящие каналы с регулирующими расход воздуха соплами, предназначенными для осуществления подъема и управления самолетом по крену. На режиме ВВП мощность от основного форсажного ТРДД передается к вращающемуся основному приводному валу длиной около 1,8 м. Вал входит в муфту, и при зацеплении муфта соединяет основной вал с подъемным вентилятором, который способен преобразовывать переданную ему валом мощность в 21600 кВт в тягу, примерно равную 89 кН (9072 кгс). В состав форсажного ТРДД входит основное реактивное сопло с управляемым вектором тяги, которое поворачивается для направления выходящей из двигателя струи газов назад вдоль оси самолета или вниз при ВВП, а выходящий при этом из подъемного вентилятора поток воздуха с регулируемыми створками, которые придают воздушному потоку нужное продольное направление. Каналы с соплами управления по крену получают воздух от ТРДД и создают примерно 17 кН подъемной тяги.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что заднее расположение ТРДД с его поворотным соплом, изменяющим вектор реактивной тяги, имеет для отбора взлетной его мощности передний вывод вал посредством редуктора и муфты сцепления на подъемный вентилятор, что предопределяет за кабиной пилота в конструкции фюзеляжа две верхнюю и нижнюю раскрываемые створки подъемного вентилятора, оснащенного также сложной системой отклонения его воздушного потока в продольном направлении, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что боковые подкрыльные сопла с увеличением угла атаки крыла на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания подъемным вентилятором и поворотным соплом ТРДД необходимой подъемной силы, что снижает надежность и поперечную управляемость. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная раздельная система создания вертикальной тяги и продольно-поперечной подъемной силы (подъемный вентилятор и боковые подкрыльные сопла с поворотным соплом ТРДД), что неизбежно ведет к утяжелению, увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете рулевые боковые сопла и подъемный вентилятор, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Кроме того, использование форсажного ТРДД при ВВП приводит к увеличению удельного расхода топлива на 46%. Все это усложняет конструкцию и ограничивает возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный скоростной винтокрыл модели "Ка-22" ОКБ «Камова» (РФ), имеющий на концах крыла движительно-несущие винтовые системы с двигателями, связанными синхронизирующими валами, проложенными в крыле, и приводящими во вращение пропеллеры и несущие винты, расположенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, имеет фюзеляж с хвостовым оперением и горизонтальным стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси.
вз
N
вз
вз
Признаки, совпадающие: на концах крыла умеренного удлинение λ=5,4 и размаха 23,8 м имеются пилоны с несущими винтами диаметром 22,5 м, вращающимися в противоположных направлениях. Каждый несущий винт, вал которого отклонен вперед по полету, имеет автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают в большей степени пропеллеры. Два турбовинтовых двигателя Д-25 ВК мощностью по 5500 л.с, используемых 95% их мощности при ВВП и ее меньшую часть при горизонтальном полете соответственно на привод несущих винтов (почти 15% при взлетном весе G=42500 кг) при создании ими подъемной силы и пропульсивной тяги, но и пропеллеров АВ-62, расположенных спереди гондол двигателей, обеспечивающих горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущие винты станут вращаться на режиме близко к самовращению, как у автожира, создавая только подъемную силу при горизонтальном полете (авторотирующие несущие винты используются как несущие поверхности, не создавая пропульсивной тяги), а потребную при этом маршевую тягу для горизонтального полета будут создавать пропеллеры, что обеспечит винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а высокая тяговооруженность его силовой установки, имеющая удельную нагрузку на мощность ρ=3,4 кг/л.с, может создавать диапазон скоростей полета 340…356 км/час с полезной нагрузкой (ПН) 6,0 тонн и после выполнения ВВП при взлетном его весе 37500 кг, обеспечивая при этом и дальность полета до 1100 км. Испытания Ка-22 показали, что при взлете с разбегом 190 м вес ПН взрастает до 10 тонн (при G=42500 кг). При посадке «по самолетному» (G=35500 кг) посадочная дистанция менее 130 м. При скорости полета свыше 150 км/ч винтокрыл вел себя как самолет и крыло при этом несет 60% его взлетного веса.
2
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания подъемной силы и горизонтальной тяги, что неизбежно ведет к его утяжелению и снижению весовой отдачи, особенно, с пропеллерами, смонтированными под несущими винтами, но и увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации несущих винтов, имеющих автоматы перекоса с управлением общего и циклического изменения их шага и, как следствие, значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Вторая - это то, что на режиме висения поток от несущих винтов, обдувая консоли «самолетного» крыла площадью 105,0 м и создавая значительную (почти 12,5%) общую потерю в их вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от крыла и даже при отклоненных закрылках и со средней аэродинамической хордой крыла равной 3,9 м, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущих винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне каждого несущего винта над фюзеляжем возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этих участков как раз над консолями крыла. Третья - это то, что в винтокрыле поперечной схемы с двумя винтомоторными и движительно-несущими винтовыми системами, смонтированными на концах высокорасположенного крыла соответственно в подкрыльных гондолах и надкрыльевых пилонах, предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой редуцирования несущих винтов и пропеллеров в общем редукторе и не имеющее корневую хорду больше концевой, что увеличивает и индуктивные потери. Четвертая - это то, что для обеспечения прочности и жесткости крыла большого размаха, необходимо увеличивать строительную высоту крыла и площадь сечения силовых элементов, что приводит к значительному увеличению веса конструкции, увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к снижению скорости и весовой отдачи. Пятая - это то, что расположение двух пропеллеров под несущими винтами усложняет конструкции и приводит к увеличению ее габаритов и вредного сопротивления, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния пропеллеров и несущих винтов. Кроме того, в такой конструкции, не исключалось появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущих винтов на упругом основании. Возникновение резонанса в поперечной схеме увеличивалось из-за наличия тяжелых гондол с винтомоторными установками на концах ферменных консолей крыла, имеющих главные опоры с подкосками неубирающегося колесного шасси, вследствие чего собственные частоты колебаний конструкции оказывались соизмеримы с частотой вращения несущих винтов. Другим недостатком является то, что турбовальные двигатели со свободной турбиной позволяют уменьшить частоту вращения несущих винтов только на 10-12%, а уменьшение частоты их вращения до 40% потребует использование различного рода муфт и коробок скоростей. Что значительно утяжеляет конструкцию и обеспечивает, уменьшая вес топлива, более высокий удельный расход топлива и, как следствие, ограничивает возможность повышения скорости полета и дальности действия, но и показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном скоростном винтокрыле модели "Ка-22" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на продольную балансировку при висении и улучшения продольной управляемости, повышения скороподъемности, скорости и дальности полета, а также исключения самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений, вибраций и возникновение резонанса.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального скоростного винтокрыла модели "Ка-22", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по концепции разнесенной винтовой (X) и реактивной (R) тяги (РВРТ) и оснащен комбинированной тяговой и подъемной системами по схемам соответственно PBPT-R+2x и PBPT-X2+R, имеющим реактивную тягу с тягой разновеликих винтов, направленную вдоль оси симметрии или перпендикулярно последней при выполнении ВВП и зависания от, по меньшей мере, одного турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД) с управляемым вектором тяги (УВТ) совместно с тягой двух меньших винтов, установленных на консолях V-образного стабилизатора или от ТРДД с УВТ совместно с тягой двух больших несущих винтов, смонтированных таким образом, что плоскости вращения их лопастей расположены между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал, и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в надкрыльном обтекателе на законцовке нижнего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в подкрыльном обтекателе верхнего крыла, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбоидную конфигурацию с концевыми частями первого крыла, оснащенными элеронами, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета двухвинтовой поперечной несущей схемы и реактивным соплом ТРДД, отклоненным вниз для создания подъемной силы и управления по тангажу, в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, создающими совместно как несущими винтами с КЗК, так и реактивным соплом ТРДД, установленным по оси симметрии для создания с меньшими винтами совместной маршевой тяги для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 12% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от работающего подъемно-маршевого ТРДД, выполненного с передним выводом вала для отбора его мощности и двухступенчатой турбиной компрессора низкого давления, позволяющей значительно больший отбор мощности на редуктор привода, который способен, переданную ему валом от ТРДД преобразовывать 2/3 его реактивной тяги во взлетную мощность и выдавать 55% или 68,75% от последней, которые передаются соответственно полностью на меньшие винты или 4/5 от его мощности на два последних и 1/5 - на два больших несущих винта, но и обратно, при этом верхнее стреловидное крыло большого удлинения, обеспечивающее непосредственное управление подъемной силой и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено с ним пилоном, выполняющим роль переднего киля непосредственного управления боковой силы, и представляющее собой крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего в  раза больше размаха второго крыла и внутренние и внешние секции, выполненные от законцовки переднего киля обратной стреловидности и от подкрыльного обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее второе крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное прямое крыло обратной стреловидности (КОС), снабжено по всему его размаху развитыми закрылками обратного сужения, имеющими корневые хорды односекционных закрылок в  раза больше их концевых хорд и возможность их отклонения на углы 20°, 40° и 75°, но и преобразующими при максимальном их отклонении крыло как бы в КОС с консолями "обратного сужения", создающими в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем с целью снижения шума и вибрации конструкции от больших несущих винтов, создающих воздушные потоки, которые не взаимодействуют между собой как в левой и правой, так и в передней и задней группе несущих и меньших винтов, выполненных без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей, но и создания от больших несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения, например, при виде с верху как по часовой стрелке и против соответственно между правым и левым как передними большими винтами, так и меньшими винтами, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания крыльев воздушным потоком от соответствующих винтов, при этом с целью улучшения поперечного управления и уменьшения аэродинамической интерференции несущих и меньших винтов, последние из которых смонтированы на консолях V-образного стабилизатора таким образом, что при создании горизонтальной тяги левым и правым меньшими винтами линия действия пропульсивой их силы совпадает с плоскостью вращения наступающих лопастей соответствующих несущих винтов, имеющих вращение, при котором наступающие их лопасти проходили бы над и перед соответствующим бортом фюзеляжа, причем основные стойки шасси убираются в передние ниши по бокам развитых обтекателей, размещенных в корневой части КОС, снижая вредную интерференцию между последним и фюзеляжем, при этом система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором привода, имеющим в плоскости симметрии передний нижний и верхний вертикальный выходные валы для передачи через соответствующие муфты сцепления крутящего момента от ТРДД с УВТ к консольным редукторам больших несущих и меньших винтов посредством соответственно соединительных валов с V-образными в горизонтальной и поперечной плоскости угловыми редукторами, снабжен на нижнем уровне входным валом с продольным валом трансмиссии, соединенным с нижним выходным валом понижающего редуктора, размещенного совместно с ТРДД в гондоле между консолей V-образного стреловидного стабилизатора, выполнен с возможностью плавного перераспределения взлетной мощности и реактивной тяги при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на меньшие винты, но и уменьшения на 45% взлетной мощности ТРДД, которая в полетной конфигурации автожира поровну подводится на меньшие толкающие винты при соответствующем увеличении реактивной его тяги.
Кроме того, с целью удвоения взлетного веса силовая установка, выполненная двухдвигательной, снабжена бок о бок левым и правым ТРДД в общей гондоле, имеющей одно входное устройство и объединенное выходное сопло, снабженное одним общим УВТ, при этом каждый ТРДД, образуя синхронизирующую систему, оснащен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТРДД и один любой в случае его отказа или оба ТРДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с двумя нагруженными или авторотирующими несущими винтами, при этом отклонение упомянутых закрылок на КОС выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующими несущими винтами при флюгерном положении меньших винтов с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как соответствующих закрылок, так и синфазным отклонением вниз рулей высоты V-образного стабилизатора, а для повышения безопасности передний и задний обтекатели, размещенные на верхней центральной части фюзеляжа и имеющие в верхней автоматически раскрываемых частях контейнеры с вытяжным и основным парашютами, стропы последних закреплены на соответствующих скрепах-замках центральной части фюзеляжа, размещенных по оси симметрии и на равновеликих расстояниях по обе стороны от центра масс, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими как креслами пассажиров и пилотов, так и стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает для аварийной посадки приземление на многокупольной парашютной спасательной системе и, особенно, при авторотирующих левом и правом больших несущих винтах, разнесенных от соответствующих бортов фюзеляжа и обеспечивающих возможность безопасного использования средств спасения на парашютах без соприкосновения их строп с лопастями несущих винтов.
Кроме того, с целью повышения безопасности полетов и, особенно, при возгорании силовой установки пассажирский салон в центральной части фюзеляжа, размещенной между центропланами первого и второго крыла и имеющей рамную конструкцию, выполнен в виде автоматически отделяемой через верхнюю полусферу герметичной капсулы, оснащенной на верхней поверхности упомянутыми автоматически раскрываемыми створками передним и задним обтекателями, в которых размещены соответствующие парашютные спасательные системы с вытяжными парашютами.
Благодаря наличию этих признаков решена задача, позволяющая освоить скоростной турбовентиляторный винтокрыл (СТВВ), который выполнен по концепции разнесенной винтовой (X) и реактивной (R) тяги (РВРТ) и оснащен комбинированной тяговой и подъемной системами по схемам соответственно PBPT-R+2x и PBPT-X2+R, имеющим реактивную тягу с тягой разновеликих винтов, направленную вдоль оси симметрии или перпендикулярно последней при выполнении ВВП и зависания от, по меньшей мере, одного ТРДД с УВТ совместно с тягой двух меньших винтов, установленных на консолях V-образного стабилизатора или от ТРДД с УВТ совместно с тягой двух больших несущих винтов, смонтированных таким образом, что плоскости вращения их лопастей расположены между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал, и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в надкрыльном обтекателе на законцов-ке нижнего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в подкрыльном обтекателе верхнего крыла, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбоидную конфигурацию с концевыми частями первого крыла, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета двухвинтовой поперечной несущей схемы и реактивным соплом ТРДД, отклоненным вниз для создания подъемной силы и управления по тангажу, в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, создающими совместно как несущими винтами с КЗК, так и реактивным соплом ТРДД, установленным вдоль оси симметрии для создания с меньшими винтами совместной маршевой тяги для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 12% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от работающего подъемно-маршевого ТРДД, выполненного с передним выводом вала для отбора его мощности и двухступенчатой турбиной компрессора низкого давления, позволяющей значительно больший отбор мощности на редуктор привода, который способен, переданную ему валом от ТРДД преобразовывать 2/3 его реактивной тяги во взлетную мощность и выдавать 55% или 68,75%) от последней, которые передаются соответственно полностью на меньшие винты или 4/5 от его мощности на два последних и 1/5 - на два больших несущих винта, но и обратно. В системе КЗК верхнее первое стреловидное крыло большого удлинения типа обратная «чайка», выполняющее роль непосредственного управления подъемной силы и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено с ним пилоном, выполняющим роль переднего киля непосредственного управления боковой силы, и представляющее собой крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего в  раза больше размаха второго крыла и внутренние и внешние секции его консолей, выполненные от законцовки переднего киля обратной стреловидности и от верхнего обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее второе высокорасположенное прямое КОС снабжено по всему его размаху развитыми закрылками обратного сужения, имеющими корневые хорды односекционных закрылок в  раза больше их концевых хорд и возможность их отклонения на углы 20°, 40° и 75°.
Система трансмиссии, включающая наряду с преобразующим многоуровневым редуктором привода, имеющим в плоскости симметрии передний нижний и верхний вертикальный выходные валы для передачи через соответствующие муфты сцепления крутящего момента от ТРДД с УВТ к большим несущим и меньшим винтам посредством соответственно соединительных валов с V-образными в горизонтальной и поперечной плоскости угловыми редукторами, снабжен на нижнем уровне входным валом с продольным трансмиссионным валом, соединенным с нижним выходным валом понижающего редуктора, размещенного с ТРДД между консолей V-образного стреловидного стабилизатора, выполнен с возможностью плавного перераспределения взлетной мощности и реактивной тяги при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на меньшие винты, но и уменьшения на 45% взлетной мощности ТРДД, которая в полетной конфигурации автожира поровну подводится на меньшие толкающие винты при соответствующем увеличении реактивной его тяги. Все это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, уменьшить потребную мощность на продольную балансировку при висении и улучшить продольную управляемость, повысить скорость и дальность полета, а также исключить возможность образования самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений, вибраций и возникновения резонанса, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете СТВВ с парашютной спасательной системой.
Предлагаемое изобретение в условиях различной полетной конфигурации СТВВ исполнения PBPT-X2+R иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.
На фиг. 1 изображен многоцелевой СТВВ на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух больших несущих винтов на концах второго КОС и между верхним крылом типа обратная «чайка» в системе КЗК и ТРДД с УВТ, размещенного между консолей V-образного стабилизатора с двумя меньшими толкающими винтами, для различных вариантов возможного его использования:
а) в полетной конфигурации вертолета двухвинтовой несущей схемы РВРТ-X2+R, снабженной двумя большими несущими винтами и системой поворотного сопла двигателя, например, Р-79 В-300 с УВТ, размещенными соответственно на концах второго КОС в ромбовидной системе КЗК и на конце кормовой гондолы ТРДД;
б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой несущей схемой для создания подъемной силы совместно с системой КЗК типа биплан и маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой двумя меньшими толкающими винтами совместно с реактивной тягой ТРДД с УВТ.
Многоцелевой СТВВ, представленный на фиг. 1 и выполненный в виде высокорасположенного биплана и по концепции PBPT-X2+R, содержит фюзеляж 1 и большого удлинения два крыла в ромбовидной в плане системе КЗК, первое из которой крыло 2 типа обратная «чайка», имеющее подкрыльные обтекатели 3, смонтировано над фюзеляжем на переднем киле 4, имеющим рули направления 5, а второе высокорасположенное КОС 6, имеющее корневые обтекатели 7 (см. фиг. 1а), смонтировано позади и ниже первого стреловидного крыла 2, концевые части 8 последнего вынесены за ромбовидную в плане конфигурацию КЗК. Второе КОС 6, снабженное по всему размаху закрылками 9 обратного сужения, имеет на законцовках надкрыльные обтекатели 10, расположенные под подкрыльными обтекателями 3 крыла 2, выполнены с последними каплевидной формы в плане. Каждая пара обтекателей 3 и 9 связаны между собой неподвижной опорой 11, установленной соосно внутри вала 12 соответствующего несущего винта левого 13 и правого 14, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора (на фиг. 1 не показана). Два меньших толкающих винта левый 15 и правый 16, выполненных флюгерно-реверсивными, установлены на соответствующих консолях V-образного стреловидного стабилизатора 17. Все четырехлопастные несущие и тяговые винты выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей, имеют синхронизированное вращение без взаимного их влияния и перекрытия как в передней 13-14 и задней 15-16, так и левой 13-15 и правой 14-16 группе винтов. На вертолетных режимах полета парирование реактивного момента, образуемого от несущих винтов 13-14, обеспечивается при противоположном направлении вращения, например, при виде с верху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым 14 и левым 13 большими несущими винтами (см. фиг. 16). Имеется согласование совместной работы системы путевого управления при висении, продольного и поперечного на крейсерских режимах полета и выполнении технологии КВП с учетом соответствующего отклонения сопла ТРДД с УВТ и рулей высоты 18 V-образного стабилизатора 17, включая и ускоренного. Пассажирский салон в центральной части 19 фюзеляжа 1, размещенной между центропланами первого 2 и второго 6 крыла имеет с автоматически раскрываемыми створками передний 20 и задний 21 обтекатели, в которых размещены соответствующие парашютные спасательные системы (ПСС) с вытяжными парашютами, стропы основных из которых закреплены на соответствующих скрепах-замках центральной части 19 фюзеляжа 1 (на фиг. 1 не показаны). Во время как горизонтального полета, так и при выполнении ВВП и при отказе его двух ТРДД для аварийной посадки лопасти соответственно толкающих меньших 15-16 винтов, размещенных на консольных редукторах 22, и больших 13-14 несущих винтов устанавливаются во флюгерное положение и режим авторотации. При этом закрылки 9 КОС 6 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении ВВП и зависения для уменьшения потерь в вертикальной тяге несущих винтов 15-16 - на угол 75°.
Турбовентиляторная СУ имеет общую мотогондолу 23, смонтированную в задней части фюзеляжа между консолей V-образного стабилизатора 17 и снабженную, например, двумя ТРДД с УВТ, выполненными для отбора их взлетной их мощности с передним выводом вала и имеющими общее поворотное сопло 24. Каждый из ТРДД с УВТ, образуя с соответствующим соединительным валом и редуктором привода синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность двух ТРДД с УВТ, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении общего поворотного сопла 24 и вращении больших 13-14 несущих винтов во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки и, тем самым, повышается безопасность выполнения полетов и особенно с использованием многокупольной ПСС. Передача взлетной мощности от двух ТРДД с УВТ к передней 13-14 и задней 15-16 группе несущих и меньших винтов обеспечивается элементами трансмиссии, включающей: консольные редукторы больших несущих и меньших винтов с соединительными валами и соответствующими V-образными в горизонтальной и поперечной плоскости угловыми редукторами синхронизирующего редуктора привода, имеющего нижний входной продольный трансмиссионный вал, соединенный с нижним выходным валом понижающего редуктора ТРДД с УВТ (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, главные боковые опоры с четырьмя колесами 25 убираются в подкрыльные обтекатели 7, вспомогательная передняя опора с двумя колесами 26 - в носовую нишу фюзеляжа 1.
Управление многоцелевым СТВВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага передней 13-14 и задней 15-16 группы несущих винтов и отклонением рулевых поверхностей: рулей направления 5 и рулей высоты 18 V-образного стабилизатора 17, работающих в зоне активного обдува меньших винтов 15-16. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2-6 в системе КЗК и авторотирующими большими несущими винтами 13-14, вращающимися между крыльев 2-6 биплана как бы в щелевом канале, горизонтальная тяга - реактивной тягой с сопла 24 и меньшими винтами 15-16, на режиме висения только несущими винтами 13-14 и соплом 24, на режиме перехода - крыльями 2-6 с несущими винтами 13-14 и соплом 24. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 9 обратного сужения КОС 6 в системе КЗК отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов сопла 24 от горизонтального положения, которое поворачиваясь вниз (на фиг. 1 не показаны), создает подъемную силу и управление по тангажу. После установки поворотного общего сопла 24 в данное положение и создания подъемной тяги с передними большими 13-14 несущими винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При этом несущие винты большие 13-14 имеют взаимно противоположное их вращение между ними (см. фиг. 1б). Поворотное общее сопло 24 отклоняется от горизонтального положения вниз в вертикальное на угол +90° и на угол +45° соответственно при выполнении технологии ВВП и КВП на вертолетных и винтокрылых режимах полета СТВВ при взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. Для соответствующей посадки многоцелевого СТВВ на поверхность земли (или площадку на буровой платформе) используются колеса 25 и 26, убирающегося трехопорного колесного шасси.
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ПСВК осуществляется изменением шага несущих винтов передних больших 13-14 и реактивной тяги сопла 24, путевое управление - соответствующим дифференциальным отклонением поворотных консолей V-образного стабилизатора 17 с меньшими винтами 15-16. Поперечное управление обеспечивается несущими винтами левой 13 и правой 14 группы, осуществляющими поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия в передней 13-14 и задней 15-16, но и в левой 13-15 и правой 14-16 группах несущих и тяговых винтов также снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим горизонтального полета поворотное сопло 24 устанавливается в горизонтальное положение (см. фиг. 1a). После чего убираются закрылки 9 крыла 6 и затем производится горизонтальный скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 5 переднего киля 4, имеющего обратную стреловидность для максимального выноса вперед крыла 2 типа обратная «чайка». Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 18 V-образного стабилизатора 17, обдуваемыми меньшими винтами 15-16, и элеронов 27 крыла 2 соответственно. На крейсерских режимах скоростного полета СТВВ при создании горизонтальной маршевой тяги его меньшие толкающие винты 15-16, передние большие несущие 13-14 имеют взаимно противоположное их вращения в каждой передней и задней группе винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД винтов, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыльев 2-6 в системе КЗК и весьма повышают эффективность несущей группы больших винтов 13-14 и движительной системы винтов 15-16 совместно с реактивной тягой сопла 24.
Таким образом, многоцелевой СТВВ, имеющий схему PBPT-X2+R, два больших несущих винта из которой смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов нижнего и верхнего обтекателей системы КЗК соответственно второго крыла обратной стреловидности и первого стреловидного крыла типа обратная "чайка", и два меньших винта - на консолях V-образного стабилизатора, представляет собой конвертируемый скоростной винтокрыл. Толкающие меньшие флю-герно-реверсивные винты, создающие горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Крыло обратной стреловидности, уменьшая длину валов в 1,21 раза меньше, чем с прямым крылом и передним размещением СУ, находится ниже первого крыла типа обратная «чайка» и оба в системе КЗК, создавая большую подъемную силу, разгружают несущие винты, что и позволяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП, КВП и КВВП.
Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения таких СТВВ (см. табл.1), используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции больших несущих винтов и меньших винтов, расположенных на консолях V-образного стабилизатора, но и возможности обеспечения устойчивости, управляемости и маневренности СТВВ исполнения PBPT-X2+R и, особенно, на режимах ВВП и при совместной работе больших несущих винтов и сопла ТРДД с УВТ. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ бесфорсажных турбовентиляторных двигателей с отбором их мощности на винты позволит добиться снижения расхода топлива, что немаловажно для коммерческих СТВВ, особенно, в сравнении с вертолетами. Кроме того, пригородное базирование "самолетно-подобных" СТВВ, обеспечивающих короткий их взлет (достаточно 180 м) и вертикальную посадку как на неподготовленную, так и площадку на буровой платформе, позволит улучшить грузопассажирские перевозки в регионах Арктики и Сибири.