ТЯЖЕЛЫЙ СКОРОСТНОЙ ВИНТОКРЫЛ
HEAVY HIGH-SPEED ROTARY-WING AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростного тяжелого винтокрыла-носителя четырехвинтовой схемы, каждый больший несущий винт которой без автомата перекоса смонтирован по обе стороны от оси симметрии в передней и задней их группе на вертикальной полой опоре, установленной от консольного редуктора нижнего крыла до верхнего крыла соответствующих их консолей в схеме биплан-тандем с крыльями замкнутого контура, и имеющего центральные меньшие винты в поворотных кольцевых каналах и возможность выполнения в составе летающего авианосца как стыковки, так и расстыковки с выдвижным ответным узлом жесткой системы крепления пилотируемого винтокрыла-носителя как для приема на борт беспилотного самолета, так и для обратной операции.
Известен тяжелый конвертоплан проекта "Hexplane" фирмы "Oliver-VTOL" (США), имеющий с размещенными тандемом три высокорасположенных крыла и на концах консолей которых смонтированы в поворотных мотогондолах двигатели с редукторами и винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вверх вертикальную тягу при его преобразовании в вертолет шестивинтовой несущей схемы, трансмиссию с синхронизирующей системой валов, проложенной в каждом крыле и по оси симметрии, и трехопорное убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие - наличие шести поворотных мотогондол с тянущими винтами на концах трех тандемных крыльев, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вверх вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, избыточная тяговооруженность обеспечивает вертикальный взлет и посадку при взлетном его весе 68 тонн и продолжение полета на пяти работающих двигателях.
2
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах его крыльев поворотных мотогондол с винтами предопределяет конструктивно сложные три крыла с развитой их механизацией и мощной системой поворота мотогондол, а также среднее большее крыло имеет размах 30,0 м, что не уменьшает габаритных размеров планера и максимальной удельной нагрузки на крылья (порядка ≈590 кг/м). Вторая - это то, что на режиме висения поток от винтов, обдувая консоли крыльев и создавая значительную общую потерю в их вертикальной тяге, затормаживается. При этом, скоростной воздушный поток, отбрасываемый от консолей крыльев, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения. Третья - это то, что сложность его общей трансмиссии валов (длиною ≈83,6 м) не позволит уменьшить общие потери вертикальной тяги винтов и реализовать при висении более полное использование вертикальной тяговооруженности. Последнее, увеличивая удельный вес силовой установки, значительно сокращает удельный вес топлива и, как следствие, снижает дальность его полета. Четвертая - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому (при отказе узлов поворота мотогондол после выполнения крейсерского полета) взлетать и садиться "по-самолетному", как обычный самолет, этот конвертоплан, снижая безопасность, не может, а отсутствие вертикального оперения усложняет путевую устойчивость на переходных режимах полета. Все это ограничивает повышение безопасности и дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и повышение курсовой стабилизации при буксировочном полете, что исключает возможность его использования в составе «воздушного авианосца».
Известен проект вертикально взлетающего пилотируемого авианосца корпорации Boeing (США) (Патент US №2015/0115096 от 30 апреля 2015), содержащий доработанный двухвинтовой продольной схемы вертолет-носитель CH-47F «Chinook» с беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) самолетного типа, который, имея на консолях его крыла два двигателя с тянущими винтами, крепится к нижней части вертолета-носителя, может отделяться от него и выполнять задачи самостоятельно.
Признаки, совпадающие - наличие тяжелого вертолета-носителя модели CH-47F «Chinook», имеющего выемку в нижней части фюзеляжа для специального узла крепления центропланом БПЛА-«летающее крыло». Благодаря двум винтам, установленным на крыле БПЛА, вертолет, состыкованный с ним, сможет развивать значительно большую скорость. Возможности самого БПЛА также расширятся, поскольку из-за совмещенной платформы его удастся доставить к месту назначения без расходования его топлива. А возможность дозаправки в воздухе БПЛА у вертолета-носителя при небольшом количестве топлива у современных БПЛА, что повышает их потенциал.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что тяжелый вертолет двухвинтовой продольной схемы, имеющий подфюзеляжное крепление двухвинтового БПЛА, что предопределяет необходимость значительного удлинения стоек колесного шасси вертолета-носителя, что увеличит массу его конструкции и уменьшит весовую отдачу. Кроме того, БПЛА аэродинамической схемы «летающее крыло» без вертикальных килей весьма затруднит без стабильности управления в канале рыскания сам процесс его стыковки и тем более при совмещении узлов крепления, размещенных на верхней части центроплана БПЛА и ответных под фюзеляжем вертолета. Вторая - это то, что размах крыла у БПЛА гораздо больше колеи и базы колесного шасси вертолета-носителя, что затруднит наземное их совместное обслуживание. Третья - это то, что небольшая крейсерская скорость полета 253 км/ч и радиус действия до 465 км, но и практический потолок 3090 м тяжелого вертолета модели CH-47F «Chinook» - это гораздо меньше современных БПЛА самолетного типа, что снижает их совместный потенциал. Третья - это то, что для повышения горизонтального поступательного полета при совместном использовании пропульсивной тяги двух несущих винтов, имеющих взаимное перекрытие 21,4%, и двух винтов от состыкованного с вертолетом БПЛА, размещенных как раз под зоной перекрытия несущих винтов, приведет к вредной аэродинамической интерференции несущих винтов и меньших винтов БПЛА и сильное влияние вихревого поля каждого несущего винта на тягу и крутящий момент боковых тяговых винтов, которые могут привести к нарушению баланса сил и моментов, действующих на вертолет-носитель и, как следствие, к образованию «разнотяговости» боковых винтовых движителей. Кроме того, размещение узла крепления для одного БПЛА и только под фюзеляжем пилотируемого вертолета-носителя, что весьма затрудняет выполнение стыковки/расстыковки в воздухе, особенно, тяжелого вертолета и БПЛА самолетного типа при горизонтальном скоростном их полете, но и ограничивает возможности «воздушного авианосца», имеющего только один БПЛА. Тогда как при размещении в отсеке вертолета с взлетным весом 25 т это может быть и 2-3 БПЛА тяжелого класса с взлетным весом до 3-4 тонн.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный винтокрыл модели Ка-22 ОКБ «Камов» (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 овального сечения 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 тянущие пропеллеры. Что позволяет выполнить также и технологии вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП). Два турбовинтовых двигателя Д-25ВК 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 автомата его 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 консолей крыла и даже при отклоненных закрылках и со средней аэродинамической хордой, 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 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 прямого 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 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 пропульсивных движителей под несущими винтами усложняет конструкции и приводит к увеличению ее габаритов и вредного сопротивления, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тяговых 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 вертолетные 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 ведет, что приведет к дальнейшему увеличению веса трансмиссии. Что 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 эффективности и, особенно, его использования в качестве винтокрыла-носителя беспилотных самолетов в составе летающего авианосца.
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, но и выполнения технологии как стыковки, так и расстыковки с выдвижными ответными узлами жесткой системы его крепления как для приема на борт беспилотного самолета, так и для обратной операции.
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 тяги разновеликих винтов (РТРВ) в подъемно-несущей и подъемно-движительной системах соответственно, по меньшей мере, с четырьмя несущими винтами и с взаимно противоположным вращением тянущего и толкающего соосных меньших винтов, установленных тандемом в двух центральных кольцевых каналах на V-образных боковых цельно-поворотных пилонах, и оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х4+2, имеющей пару передних и пару задних из нее несущих винтов, смонтированных таким образом, что плоскости вращения лопастей каждой пары больших винтов расположены между разновеликих по размаху крыльев схемы биплан-тандем, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидные передний и задний щелевые каналы, последний из которых при виде спереди размещен выше переднего, и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в передних и задних надкрыльных обтекателях на законцовках нижних крыльев с разнонаправленной стреловидностью соответственно обратной меньшего и прямой стреловидности большего размаха, снабженный 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 соответствующем подкрыльном обтекателе переднего и заднего верхнего крыла с разнонаправленной стреловидностью соответственно прямой стреловидности большего и обратной стреловидности меньшего размаха, образуя как бы схему биплан-тандем с двумя конфигурациями крыльев замкнутого контура (КЗК), имеющими при виде сверху переднюю и заднюю ромбовидные конфигурации с концевыми частями соответственно высокорасположенного крыла "обратная чайка" (ВКОЧ) и низкорасположенного стреловидного крыла "чайка" (НСКЧ), и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с движительной системой, создающей боковыми меньшими винтами маршевую тягу 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 14% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних и двух задних больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одной пары из работающих двигателей, выдающих 90% или 81% от взлетной их мощности, которые передаются соответственно полностью на боковые меньшие винты или 9/10 от их мощности на два последних и 1/10 - на четыре больших несущих винта, но и обратно, при этом каждое большое удлинение и переднее ВКОЧ, и заднее НСКЧ, выполняющее роль непосредственного управления подъемной силой и имеющее в стреловидной их паре суммарную площадь, составляющую 45% от общей площади биплана-тандема, в  раза больше размаха соответственно переднего низкорасположенного и заднего высокорасположенного крыла обратной стреловидности (ПНКОС и ЗВКОС), каждое из последних выполнено с соответствующим углом поперечного V и размещено параллельно соответственно внутренним секциям заднего НСКЧ и переднего ВКОЧ, а каждая из консолей ЗВКОС снабжена на их законцовках вертикальными оперениями с рулями направления, причем и ПНКОС, и заднее НСКЧ с концевыми элевонами снабжено внутренними 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 внутренние их секции соответствующих низкорасположенных крыльев как бы с "обратным сужением", создающим в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки их консолей, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, при этом каждая из цельно-поворотных частей V-образного пилона, имеющих раздельные узлы их поворота, создают возможность синхронного и свободного их отклонения в вертикальной продольной плоскости с меньшими винтами в кольцевых каналах, обеспечивающих на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с большими несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной тяги на соответствующих режимах полета или наклонной тяги при выполнении технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +30°, причем с целью снижения шума и вибрации конструкции от всех несущих винтов, создающих воздушные потоки, которые не взаимодействуют между собой как в передней, центральной и задней, так и в левой и правой группе винтов, выполненных без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей, но и создания от всех несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения, например, при виде сверху как по часовой стрелке и против соответственно как между двумя правыми и двумя левыми большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно как между правым передним большим и левым передним из соосных меньших винтов, так и между левым передним большим и правым передним из соосных меньших винтов, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания воздушным потоком от всех несущих винтов соответствующих крыльев передней и задней системы КЗК, при этом с целью уменьшения аэродинамической интерференции несущих винтов и меньших винтов в кольцевых каналах, последние из которых смонтированы на концах V-образного пилона таким образом, что при создании соответствующими соосными меньшими винтами как горизонтальной тяги линия действия пропульсивной их силы совпадает с плоскостью вращения наступающих лопастей соответствующих несущих винтов, так и подъемной и управляющей силы при выполнении ВВП и их высоком расположении на концах V-образного пилона ось вращения каждого меньшего винта размещена параллельно хорде пилона и при этом направлена от плоскости симметрии наружу, что повышает как КПД несущих винтов, так и улучшает маневренность и путевую управляемость соответственно, причем с целью увеличения беспосадочного полетного времени он оснащен выдвижной передней штангой, выполненной с возможностью приема и подачи в топливные баки авиатоплива, перекачиваемого с самолета-заправщика, снабженного системой дозаправки в воздухе, при этом силовая установка (СУ), включающая левую и правую тандемные гондолы, имеющие передний и задний двигатели соответственно с задним и передним выводом вала для отбора и передачи взлетной их мощности посредством соответствующих Т-образных в плане промежуточных редукторов, связанных поперечными валами с входными валами главного редуктора, и смонтированные по бокам и в центральной нижней части фюзеляжа в корневых частях соответствующих консолей прямого ПНКОС и трапециевидного НСКЧ, образующих своими консолями как бы X-образную в плане конфигурацию, причем система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым главным редуктором, имеющим нижний уровень X-образной в плане конфигурации с двумя парами выходных валов для передачи крутящего момента, например, от газотурбинных двигателей (ГТД) к передней и задней группе консольных редукторов несущих винтов посредством соединительных валов, проложенных в соответствующих внутренних секциях ПНКОС и НСКЧ, снабжен Т-образным в поперечной плоскости верхним уровнем с двумя выходными левым и правым трансмиссионными валами, соединенными с соответствующими боковыми V-образными в поперечной плоскости угловыми редукторами, передающими крутящий момент к группе соосных меньших винтов, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на меньшие винты, но и уменьшения на 10% взлетной мощности от любой пары из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащена на среднем уровне двумя левым и правым входными валами, связанными посредством промежуточных редукторов с соответствующими ГТД, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любую пару избыточных ГТД, но и пару любых в случае их отказа или трех ГТД при групповом их отказе, управляющий сигнал на автоматическое подключение вспомогательной СУ к главному редуктору трансмиссии и изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с четырьмя нагруженными или авторотирующими несущими винтами, при этом отклонение закрылок на ПНКОС и НСКЧ 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 - элевонов НСКЧ.
Кроме того, с целью возможного его использования в составе летающего авианосца, удвоения размещения на его борту беспилотных разведывательно-ударных самолетов (БРУС) и увеличения ширины упомянутого овального сечения фюзеляжа, не обеспечивающего размах крыла БРУС до 5,4 метра и взлетный его вес до 4800 кг, он выполнен как по концепции крупномерного несущего фюзеляжа прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющего аэродинамический профиль крыла с относительной его толщиной, обеспечивающей возможность размещения в верхнем ярусе переднего и заднего пассажирских салонов для обслуживающего персонала и под ними в нижнем - склада-накопителя и грузовой рампы соответственно, но и расположения между передней и кормовой грузовых шахт, снабженных специальными манипуляторами, центральных четырех транспортных отсеков, каждый из которых имеет по паре выдвижных ложементов для размещения БРУС со сложенными крыльями, так и в интегральной конструктивно-силовой схеме с передними и задними упомянутыми КЗК и несущим фюзеляжем, имеющим в центральной части нижний обтекатель удобообтекаемой формы с плавным сопряжением боковых гондол двигателей и центральной части системы трансмиссии, образующей несимметричный двояковыпуклый профиль несущего фюзеляжа, при этом пилотская закрытая кабина, смонтированная по оси симметрии и в верхней части носка несущего фюзеляжа, имеющего переднюю кромку с углом стреловидности, повторяющим угол стреловидности передней кромки ВКОЧ, консоли которого выполнены до и после подкрыльных обтекателей соответственно с отрицательным и положительным углами поперечного V, позволяющими обеспечить высоту установки каждого консольного редуктора несущего винта со средним расположением диска вращения его лопастей, но ниже пола верхнего салона, четырехопорное велосипедной схемы колесное шасси, каждая левая и правая пара опор которого, имеющая переднюю с колесом и с двумя колесами заднюю опоры, установлена по соответствующим бокам несущего фюзеляжа, имеющего в задней части по обе стороны транспортного отсека от оси симметрии два грузовых люка, каждый из которых имеет одну секцию, открывающуюся вверх, а другую - вниз, образуя соответствующую наклонную трап-рампу, каждая задняя опора с тандемным расположением колес, размещенная от вертикали через центр масс к корме под углом выноса ее колес γ=37°, установлена от передней опоры с продольной базой шасси, повышающей путевую и стояночную устойчивости в самолетной и вертолетной взлетно-посадочной конфигурации, обеспечивающей угол опрокидывания ϕ=15° и нагрузку на передние и задние опоры шасси соответственно 40% и 60% статической силы его тяжести, при этом на законцовках как вертикальных килей смонтированы компоненты дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО), так и передних ВКОЧ, и задних НСКЧ, размещены контейнеры с компонентами радиоэлектронной борьбы (РЭБ), причем в передней и кормовой частях фюзеляжа имеются с нижним автоматическим раскрыванием люки и выдвижными/втягиваемыми из них вниз/вверх вдоль плоскости симметрии специальными манипуляторами, имеющими захваты с замками-ловителями для выполнения в нижней полусфере как стыковки, так и расстыковки с ответным узлом жесткой системы крепления каждого БРУС как для приема его на борт в передний люк пилотируемого винтокрыла-носителя (ПВН), так и для обратной операции с кормового люка, но и дозаправки их топливом как в воздухе, так и на борту, но и с обеспечением пополнения боекомплекта вооружения из склада-накопителя, рассчитанного на троекратный боевой вылет каждого БРУС, причем головной БРУС выполнен с возможностью как опционального управления при ручном пилотировании, так и с рабочей станцией в двухместном экипаже для дистанционного управления другими при их совместном групповом использовании, при этом для увеличения беспосадочного полетного времени каждый БРУС оснащен выдвижной надфюзеляжной передней штангой, выполненной с возможностью приема и подачи в топливные баки авиатоплива, перекачиваемого с винтокрыла-носителя, снабженного системой дозаправки в воздухе, причем каждый БРУС выполнен по аэродинамической схеме "бесхвостка" с дельтовидным крылом, двумя килями на его законцовках и боковыми воздухозаборниками турбореактивного двухконтурного двигателя форсажного, снабжен над центром масс на верхней части фюзеляжа автоматически раскрываемым люком и с выдвижной/втягиваемой из него вверх/вниз вдоль плоскости симметрии БРУС специальной штангой с ответной частью замка-ловителя и оснащен в передних и задних верхних окончаниях их трапециевидных килей двумя парами телевизионных камер переднего и заднего панорамного видового обзора горизонта, особенно как по левому, так и правому его борту, обеспечивающего условия истинно дистанционного пилотирования оператором и упрощающие контроля как стыковки/расстыковки с ответным узлом винтокрыла-носителя, так и осуществления трансформации полетной его конфигурации при складывании или раскладывании концевых частей консолей крыла таким образом, что каждый киль после этого размещается тандемом один за другим над кормовой частью его фюзеляжа при его поднятии на борт после выпуска его шасси или в обратном порядке для осуществления его вылета.
Кроме того, с целью осуществления в верхней полусфере возможности приема/ выпуска БРУС его несущий фюзеляж, имеющий по его бокам между центропланами верхних крыльев защитные поднимаемые леера, содержит в передней и кормовой частях фюзеляжа с верхним автоматическим раздвиганием соответствующие люки и поднимаемыми/опускаемыми из них вверх/вниз вертикальные лифты, имеющие на верхней части каждой платформы жесткое пирамидальное крепление с отклоняемыми вперед/назад по полету замками-ловителями для выполнения как стыковки, так и расстыковки с ответным нижним узлом жесткой системы крепления каждого БРУС как для приема его на борт в переднюю шахту лифта пилотируемого винтокрыла-носителя (ПВН), так и для обратной операции с кормовой шахты лифта, причем каждый лифт имеет возможность перемещаться вверх-вниз на два яруса от пола нижнего отсека как до пола грузового отсека второго яруса, так и до верхней поверхности несущего фюзеляжа, при этом каждый БРУС снабжен под центром масс на нижней части фюзеляжа автоматически раскрываемым люком и с выдвижной/втягиваемой из него вниз/вверх вдоль плоскости симметрии БРУС специальной штангой с ответной частью замка-ловителя и оснащен в передних и задних верхних окончаниях их подкрыльных трапециевидных килей двумя парами телевизионных камер переднего и заднего панорамного видового обзора горизонта, особенно по подкрыльным его бортам, обеспечивающего условия истинно дистанционного пилотирования оператором и упрощающие контроля как стыковки/расстыковки с ответным узлом ПВН, так и осуществления упомянутой трансформации полетной его конфигурации при складывании или раскладывания концевых частей консолей крыла при его принятии на борт после выпуска его шасси или в обратном порядке для осуществления его вылета.
Кроме того, с целью возможного его использования в качестве дальнего круизного «летающего вагона» его упомянутый несущий фюзеляж выполнен по типу двухэтажного спального железнодорожного вагона, имеющего повышенную шумоизоляцию, приглушающую шум от работающих двигателей и свистящий звук от несущих винтов, содержит на первом и втором этажах по обе стороны от двух их проходов соответственно четырехместные и двухместные купе с мягкими местами, последние из которых купе-люкс снабжены комфортабельными санузлами, имеют мини-бары, кофемашины, DVD-проигрыватели и дополняют их оснащение - приставки Wi-Fi со свободным доступом в Интернет, при этом на втором этаже в кормовой его части имеется панорамная застекленная смотровая площадка с прозрачным ее потолком.
Благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального винтокрыла модели Ка-22, наиболее близкого к нему, является то, что возможно реализовать многофункциональный скоростной винтокрыл-носитель (МСВН), который, являясь компонентом летающего авианосца, выполнен по концепции РТРВ в подъемно-несущей и подъемно-движительной системах соответственно, по меньшей мере, с четырьмя несущими винтами и с взаимно противоположным вращением тянущего и толкающего соосных меньших винтов, установленных тандемом в двух центральных кольцевых каналах на V-образных боковых цельно-поворотных пилонах, и оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х4+2, имеющей пару передних и пару задних из нее несущих винтов, смонтированных таким образом, что плоскости вращения лопастей каждой пары больших винтов расположены между разновеликих по размаху крыльев схемы биплан-тандем, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидные передний и задний щелевые каналы, последний из которых при виде спереди размещен выше переднего, и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в передних и задних надкрыльных обтекателях на законцовках нижних крыльев с разнонаправленной стреловидностью соответственно обратной меньшего и прямой стреловидности большего размаха, снабженный 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 соответствующем подкрыльном обтекателе переднего и заднего верхнего крыла с разнонаправленной стреловидностью соответственно прямой стреловидности большего и обратной стреловидности меньшего размаха, образуя как бы схему биплан-тандем с двумя конфигурациями КЗК, имеющими при виде сверху переднюю и заднюю ромбовидные конфигурации с концевыми частями соответственно высокорасположенного крыла "обратная чайка" и низкорасположенного стреловидного крыла "чайка", и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с движительной системой, создающей боковыми меньшими винтами маршевую тягу 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 14% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних и двух задних больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одной пары из работающих двигателей, выдающих 90% или 81% от взлетной их мощности, которые передаются соответственно полностью на боковые меньшие винты или 9/10 от их мощности на два последних и 1/10 - на четыре больших несущих винта, но и обратно. Каждая из цельно-поворотных частей V-образного пилона, имеющих раздельные узлы их поворота, создают возможность в вертикальной продольной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами, располагает размахом, превышающим радиус кольцевых каналов и обеспечивающим на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с большими несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной или наклонной тяги на соответствующих режимах полета или при выполнении технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +30°. С целью уменьшения аэродинамической интерференции несущих винтов и меньших винтов в кольцевых каналах, последние из которых смонтированы на концах V-образного пилона таким образом, что при создании соответствующими соосными меньшими винтами как горизонтальной тяги линия действия пропульсивной их силы совпадает с плоскостью вращения наступающих лопастей соответствующих несущих винтов, так и подъемной, и управляющей силы при выполнении ВВП и их высоком расположении на концах V-образного пилона ось вращения каждого меньшего винта размещена параллельно хорде пилона и при этом направлена от плоскости симметрии наружу, что повышает как КПД несущих винтов, так и улучшает маневренность и путевую управляемость соответственно. С целью увеличения беспосадочного полетного времени он оснащен выдвижной передней штангой, выполненной с возможностью приема и подачи в топливные баки авиатоплива, перекачиваемого с самолета-заправщика, снабженного системой дозаправки в воздухе.
Система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым главным редуктором, имеющим нижний уровень Х-образной в плане конфигурации с двумя парами выходных валов для передачи крутящего момента, например, от ГТД к передней и задней группе консольных редукторов несущих винтов посредством соединительных валов, проложенных в соответствующих внутренних секциях НКОС и НСКЧ, снабжен Т-образным в поперечной плоскости верхним уровнем с двумя выходными левым и правым трансмиссионными валами, соединенными с соответствующими центральными V-образными в поперечной плоскости угловыми редукторами, передающими крутящий момент к группе меньших винтов в боковых кольцевых каналах, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на меньшие винты в кольцевых каналах, но и уменьшения на 10% взлетной мощности от любой пары из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащена на среднем уровне двумя левым и правым входными валами, связанными посредством промежуточных редукторов с соответствующими ГТД, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любую пару избыточных ГТД, но и пару любых в случае их отказа или трех ГТД при групповом их отказе, управляющий сигнал на автоматическое подключение вспомогательной СУ к главному редуктору трансмиссии и изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с четырьмя нагруженными или авторотирующими несущими винтами. Что позволит повысить безопасность полетов, скорость, высоту и дальность полета МСВН исполнения РТРВ-Х4+2 и возможность его использования в составе летающего авианосца как при стыковке, так и расстыковке с выдвижным ответным узлом жесткой системы крепления БРУС как для его приема на борт винтокрыла-носителя, так и для обратной операции. Кроме того, это позволит при вертикальном подъеме и доставке 30/20 тонн грузов на расстояние 2000/3200 км увеличить также полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете, но и достичь скорости полета до 400 км/ч, особенно, МСВН тяжелого класса.
Предлагаемое изобретение МСВН исполнения РТРВ-Х4+2 в условиях различной полетной конфигурации иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.
На фиг. 1 изображен турбовинтовой МСВН на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух пар больших несущих винтов на концах и между крыльев передней и задней системы КЗК и с изменяемым вектором тяги соосных меньших винтов в двух центральных кольцевых каналах на цельно-поворотных частях V-образного пилона для различных вариантов возможного его использования:
а) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с четырехвинтовой несущей схемой для создания подъемной силы совместно с крыльями системы КЗК типа биплан-тандем и маршевой тягой, обеспечиваемой меньшими винтами;
б) в полетной конфигурации вертолета шестивинтовой несущей схемы РТРВ-Х4+2, снабженной двумя передними и двумя задними большими несущими винтами, размещенными на концах и между крыльев в соответствующих ромбовидных системах КЗК и меньшими винтами в двух центральных боковых кольцевых каналах.
На фиг. 2 изображен МСВН на виде сбоку с сечением его несущего фюзеляжа и возможным его использованием в составе летающего авианосца как при стыковке, так и расстыковке с манипуляторами и их захватами ответных узлов жесткого крепления как для приема через передний люк на борт одного из восьми БРУС, так и для обратной операции любого подготовленного к полету БРУС, показанного с условным расположением его отлета от пирамидального узла с платформы кормового лифта.
Турбовинтовой МСВН, представленный на фиг. 1 и 2, выполнен по аэродинамической схеме биплан-тандем и концепции РТРВ-Х4+2, содержит несущий фюзеляж 1 и большого удлинения крыльев в передней и задней ромбовидных в плане системах КЗК, первое из которой переднее ВКОЧ 2 большего размаха имеет подкрыльные обтекатели 3 и концевые части 4, вынесенные за ромбовидную в плане конфигурацию КЗК, а второе прямое ПНКОС 5, имеющее корневые обтекатели 6 (см. фиг. 1б), снабжено по всему размаху закрылками 7 обратного сужения, имеет на законцовках надкрыльные обтекатели 8, расположенные под подкрыльными обтекателями 3 ВКОЧ 2, выполнены с последними каплевидной формы в плане. Каждая передняя пара обтекателей 3 и 8 связаны между собой неподвижной опорой 9, установленной соосно внутри вала 10 соответствующего несущего винта левого 11 и правого 12, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора (на фиг. 1 не показана). Тяговые флюгерно-реверсивные соосные меньшие винты левые 13 и правые 14 в двух кольцевых каналах 15 установлены на соответствующих цельно-поворотных частях V-образного пилона 16. Задняя система КЗК с передним НСКЧ 17 большого размаха, имеющим концевые части 18, вынесенные за ромбовидную в плане ее конфигурацию, снабжено по всему размаху закрылками 19 обратного сужения и элевонами 20, имеет на консолях надкрыльные обтекатели 8, расположенные под подкрыльными обтекателями 3 ЗВКОС 21. Каждая задняя пара обтекателей 3 и 8 связана между собой неподвижной опорой 9, установленной соосно внутри вала 10 соответствующего несущего винта левого 22 и правого 23, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора (на фиг. 1 не показана). На концах ЗВКОС 21 над его подкрыльными обтекателями 3 смонтированы задние киля 24 с рулями направления 25, имеющими на законцовках компоненты ДРЛО 26, а каждая концевая часть 4 и 18 на соответствующих законцовках стреловидных крыльев снабжена контейнерами 27 РЭБ.
Турбовинтовая СУ имеет две тандемные мотогондолы 28, смонтированные в центральной части по бокам несущего фюзеляжа 1 в корневых обтекателях 6 переднего и заднего нижних крыльев и снабженные, например, парой передних и парой задних ГТД, выполненных для отбора их взлетной мощности соответственно с задним и передним выводом вала. Каждый из последних, образуя в паре и с соответствующим Т-образным в плане промежуточным редуктором и соединительным валом, связанным с Х-образным в плане главным редуктором, синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность всех ГТД, обеспечивающая продолжение полета при двух работающих двигателях и любом промежуточном положении поворотных частей V-образного пилона 16 с соосными меньшими винтами 13-14 в кольцевых каналах 15 и вращение больших передних 11-12 и задних 22-23 несущих винтов во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки и, тем самым, повышается безопасность выполнения полетов. Передача взлетной мощности от всех ГТД к передней 11-12, центральной 13-14 и задней 22-23 группе несущих винтов обеспечивается элементами трансмиссии, включающей: консольные редукторы больших несущих винтов, соединительные валы и синхронизирующий главный редуктор с поперечными валами трансмиссии, промежуточные T-образные в плане и угловые V-образные редукторы с тяговыми меньшими винтами 13-14, причем каждый промежуточный T-образный в плане редуктор со стороны двигателей на входных его валах снабжен муфтами сцепления-расцепления (на фиг. 1 не показаны). Четырехопорное убирающееся шасси (на фиг. 1 не показана), вспомогательные передние опоры с колесами и главные задние опоры с колесами убираются в ниши несущего фюзеляжа 1.
Управление МСВН обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага передней 11-12, центральной 13-14 и задней 22-23 группы несущих винтов и отклонением рулевых поверхностей: элевонов 20 и рулей направления 25, работающих в зоне активного обдува несущих винтов 22-23. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2-5 и 17-21 в системе двух КЗК и авторотирующими большими несущими винтами 11-12 и 22-23, вращающимися между крыльев 2-5 и 17-21 биплана-тандема как бы в щелевых каналах (см. фиг. 1а), горизонтальная тяга - меньшими винтами 13-14, на режиме висения только несущими винтами 11-12, 13-14 и 22-23, на режиме перехода - крыльями 2-5 и 17-21 совместно с шестилопастными несущими винтами 11-12, 13-14 и 22-23. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 7 и 19 обратного сужения соответственно ПНКОС 7 и НСКЧ 17 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов меньших винтов 13-14 от горизонтального положения, которые, поворачиваясь вверх, устанавливают ось их вращения с наклоном наружу от плоскости симметрии. После установки поворотных меньших винтов 13-14 в данное положение и создания подъемной тяги с передними 11-12 и задними 22-23 несущими винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При этом несущие винты передние 11-12 и задние 21-22, но и центральные флюгерно-реверсивные меньшие винты 13-14 имеют взаимно противоположное их вращение между винтами в соответствующих группах винтов (см. фиг. 16). Поворотные части V-образного пилона 16 с меньшими винтами 13-14 в кольцевых каналах 15 отклоняется от горизонтального положения вверх в вертикальное на угол +90° и на угол +30° соответственно при выполнении технологии ВВП и КВП на вертолетных и винтокрылых режимах полета МСВН при взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. В передней и кормовой частях фюзеляжа 1 с топливной приемной штангой 29 имеются с нижним автоматическим раскрыванием люки 30 и выдвижными/втягиваемыми из них вниз/вверх вдоль плоскости симметрии специальными манипуляторами 31 (см. фиг. 2), имеющими захваты с замками-ловителями 32 для выполнения в нижней полусфере как стыковки, так и расстыковки с ответным узлом 33 жесткой системы крепления каждого БРУС 34 как для приема его на борт в переднюю шахту 35 с люком 30, так и для обратной операции с кормовой шахты 36 его люком 30 и манипулятором 31 (на фиг. 2 показаны пунктиром), но и дозаправки БРУС топливом как в воздухе, так и на борту и с обеспечением пополнения боекомплекта вооружения из склада-накопителя 37, рассчитанного на троекратный вылет всех БРУС, размещенных на выдвижных ложементах в отсеках 38-41.
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление МСВН осуществляется изменением шага больших несущих винтов передних 11-12 и задних 22-23, путевое управление - соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов диагонально расположенных этих винтов. Поперечное управление обеспечивается большими несущими винтами левой 11-22 и правой 12-23 группы, осуществляющими поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия в передней 11-12, центральной 13-14 и задней 22-23, но и в левой 11-13-22 и правой 12-14-23 группах несущих 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 полета поворотные части V-образного пилона 16 с меньшими винтами 13-14 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг. 1а). После чего убираются закрылки 7 и 19 крыльев 5 и 17 и затем производится горизонтальный скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 25 задних килей 24. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением элевонов 20 крыла 17 соответственно. На крейсерских режимах скоростного полета МСВН при создании горизонтальной маршевой тяги его меньшие соосные винты 13-14, большие несущие передние 11-12 и задние 22-23 имеют взаимно противоположное их вращение в соответствующей группе винтов и, как следствие, увеличивают КПД несущих винтов, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыльев 2-5 и 17-21 в двух КЗК и весьма повышают эффективность движительной системы 13-14 и больших несущих винтов 11-12 и 22-23.
Таким образом, МСВН исполнения РТРВ-Х4+2, имеющий четыре больших несущих винта, которые смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов нижнего и верхнего обтекателей соответствующих крыльев в двух КЗК, и соосные меньшие винты в поворотных кольцевых каналах, представляет собой конвертируемый скоростной тяжелый винтокрыл. Поэтому только на базе имеющихся конструкций винтомоторных групп тяжелых вертолетов можно, сокращая сроки освоения, проводить дальнейшие исследования по созданию "самолетно-подобных" МСВН, но и освоить в первую очередь тяжелые МСВН-26 и МСВН-33 (см. табл. 1), а также и сверхтяжелый МСВН-50 исполнения РТРВ-Х6+4 для летающего авианосца.