ЛЕГКИЙ КОНВЕРТИРУЕМЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ
LIGHT CONVERTIBLE HIGH-SPEED HELICOPTER

Изобретение относится к авиационной технике и касается создания легких конвертируемых и беспилотных скоростных вертолетов, снабженных системой распределенной тяги разновеликих винтов по схеме Х2+2, имеющей размещенные как на вертикальных пилонах один больший и средний из них соответственно в передней части фюзеляжа и один задний на конце тонкой хвостовой балки, так и с изменяемым вектором тяги два меньших из них на поворотных частях заднего крыла схемы дуплан, обеспечивающих маршевую тягу и выполнение вертикального или короткого взлета/посадки (ВВП или КВП) и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).
Известен легкий скоростной вертолет проекта RUMAS-30 российско-чешской компании «RUMAS group», выполненный по одновинтовой схеме с несущим и рулевым винтами, имеет силовую установку, включающую два роторно-поршневых двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии как на несущий винт и на конце горизонтального оперения хвостовой рулевой винт, так и на конце хвостовой балки толкающий винт, вертикальное оперение, смонтированное под хвостовой балкой, оснащенное на конце килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного колесного шасси, снабженного и главными боковыми опорами с передними колесами, не убирающимися в боковые обтекатели низкорасположенного крыла умеренного размаха.
Признаки, совпадающие: наличие крыла, хвостового оперения и двух роторно-поршневых двигателя мощностью по 270 л.с. каждый, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность как четырехлопастным несущему и двухлопастному рулевому винтам, так и шестилопастному толкающему винту, обеспечивающими соответственно как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет. Несущий винт предназначен только для создания подъемной силы, поступательное движение в горизонтальной плоскости обеспечивает толкающий винт. Вращение несущего, рулевого и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при продолжительном времени висения иметь целевую нагрузку 500 кг при взлетной его массе 1700 кг. Скоростной вертолет мод. RUMAS-30, имея максимальные скорости полета до 320 км/ч, дальность полета до 700 км и практический потолок 3000 м, может применяться в бизнес-авиации при перевозке 4-5 человек.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с рулевым винтом и на конце хвостовой балки отдельным толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия; вторая - это то, что в вертолете одновинтовой схемы имеют место непроизводительные средние затраты 12-16% мощности СУ на привод рулевого винта, необходимость длиной хвостовой балки, агрегатов хвостовой трансмиссии и опасность, создаваемая рулевым винтом, смонтированным на конце горизонтального оперения, для наземного персонала; третья - это то, что вес рулевого и толкающего винтов вместе с хвостовой балкой и агрегатами трансмиссии составляет до 18% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса; четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости полета и дальности действия, а также показателей транспортной и топливной эффективности, но и выполнения технологии КВП.
Известен экспериментальный скоростной вертолет "Sikorsky Х2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими и задним толкающим винтами, имеет силовую установку с турбовальным двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным двухкилевым оперением, смонтированным на консолях горизонтального оперения, трехопорное убирающееся колесное шасси, с кормовой вспомогательной и главными боковыми опорами.
Признаки, совпадающие: наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1340 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим винтам диаметром 8,05 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 1,66 м, обеспечивающими как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет. Вращение несущих соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при непродолжительном времени висения достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 3600 кг. Скоростной вертолет "Sikorsky Х2", имея крейсерскую скорость полета до 463 км/ч, дальность полета до 1300 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 5…6 человек.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия; вторая - это то, что вес заднего винта вместе с вертикальным килем и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса; третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования; четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования; пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это в конечном итоге обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности, но и выполнения технологии КВП.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является легкий вертолет проекта RUMAS-50 российско-чешской компании «RUMAS group», выполненный по двухвинтовой несущей схеме с задним толкающим винтом, имеет в кормовой части фюзеляжа силовую установку, включающую два двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на задний толкающий винт и несущие передний и задний винты, смонтированные на соответствующих пилонах, содержит вертикальное оперение, смонтированное под хвостовой балкой, оснащенное на конце килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного шасси, снабженного и главными боковыми опорами с передними не убирающимися колесами в концевых обтекателях низкорасположенного крыла.
Признаки, совпадающие: наличие крыла, хвостового оперения и двух турбовальных двигателей модели АИ-450 мощностью по 465 л.с. каждый, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность как двум четырехлопастным несущим винтам, так и шестилопастному толкающему винту, обеспечивающими соответственно как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет соответственно. Несущие винты предназначены только для создания подъемной силы, поступательное движение в горизонтальной плоскости обеспечивает толкающий винт. Вращение двух несущих и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при продолжительном времени висения, иметь целевую нагрузку 750 кг при взлетной его массе 2500 кг. Скоростной вертолет мод. RUMAS-50, имея максимальные скорости полета до 320 км/ч, дальность полета до 750 км и практический потолок 3000 м, может применяться в бизнес авиации при перевозке 4-5 человек.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой продольной несущей схемы и на конце хвостовой балки маршевым толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете двухвинтовой продольной схемы с разновеликими винтами имеет место сложная схема редуцирования при передаче разновеликой мощности СУ на несущие винты, но и необходимость длинных валов и агрегатов трансмиссии, но и опасность, создаваемая задним толкающим винтом для наземного персонала. Третья - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов и при авторотации последних осложняет их использование для продольно-поперечного управления. Четвертая - это то, что вес заднего винта вместе с вертикальным пилоном и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой продольной схемы с целью уменьшения длины фюзеляжа несущие передний и задний винты имеют значительное перекрытие до 20-22%. Поэтому с целью уменьшения интерференции и вредного влияния переднего несущего винта на задний, последний размещен на пилоне выше переднего, что приводит к ухудшению весовой отдачи, а из-за интерференции ресурс заднего несущего винта и его редуктора гораздо меньше передних. Все это также повышает удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности, но и выполнения технологии КВП.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном легком вертолете проекта RUMAS-50 увеличения полезной нагрузки, повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшения поперечной и продольной управляемости, повышения скорости, высоты и дальности полета, а также показателей транспортной эффективности, но и выполнения технологии КВП и особенно КВВП.
м
ср
м
<mrow><msubsup><mi>R</mi><mrow><mi>с</mi><mi>р</mi></mrow><mn>2</mn></msubsup><mo>=</mo><msup><mi>R</mi><mn>2</mn></msup><mo>−</mo><mn>2</mn><mo>⋅</mo><msubsup><mi>R</mi><mi>м</mi><mn>2</mn></msubsup></mrow>
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного легкого вертолета проекта RUMAS-50, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по дупланной схеме с разновеликими крыльями и концепции распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) и оснащен продольно-поперечной несущей системой по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей как смонтированные на упомянутых вертикальных пилонах, выполненных каплевидной формы в их поперечнике, больший передний и средний задний из них винты, размещенные на соответствующей части фюзеляжа и на конце тонкой хвостовой балке, так и два меньших из них винта с изменяемым вектором их тяги, установленных на поворотных частях большего заднего крыла, при этом каждый из меньших винтов, имея радиус, определяемый из соотношения: R=2·R, м, и при соотношении
, м (где R, R и R - радиусы большего, среднего и меньших винтов соответственно), размещен с редуктором в обтекателе, имеющем в плоскости концевой части заднего крыла на его конце стреловидное крылышко отклоненное вниз и смонтированном на конце соответствующей концевой поворотной части, каждая из которых, имея раздельные узлы их поворота, установленные по внешним бортам внутренних секций заднего крыла и создающие возможность в вертикальной плоскости синхронного отклонения поворотных его частей с меньшими винтами на угол от -15° до +105°, располагающих размахом, превышающим радиус меньших винтов, обеспечивающим на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перехлеста с задним средним несущим винтом 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 +45°, или их синфазное и дифференциальное отклонение от горизонтального положения вверх/вниз на угол +15°/-15° и на угол ±15° на скоростных режимах горизонтального полета соответственно для продольного и поперечного управления, а также при выполнении технологии ВВП их дифференциальное и синфазное отклонение от вертикального положения вперед/назад на угол ±15° и на угол +15°/-15° на режимах висения соответственно для путевого управления и в направлении полета соответствующего поступательного перемещения вперед/назад, обеспечивающего возможность и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно при встречном/попутном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации как по угловой скорости тангажа и крена, так и демпфирования изменений высоты полета, но и, располагая вращением всех несущих винтов без взаимного их перекрытия как в передней и задней, так и в левой и правой группе винтов, выполненных без автоматов перекоса их лопастей и имеющих при этом от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении вращения, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно между как винтами передним большим и средним задним, так и между меньшими левым и правым винтами заднего крыла, левый и правый из последних имеют одинаковое направление вращения соответственно с передним большим и задним средним винтом, что обеспечивает как устранение гироскопического эффекта и, направляя воздушный поток вдоль бортов фюзеляжа, уменьшение сопротивления носовой и кормовой его частей за счет эффекта отсоса пограничного слоя, так и создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно переднего крыла обратной стреловидности и заднего трапециевидного крыла, каждое из которых имеет по всему размаху их консолей закрылки, уменьшающие при их максимальном отклонении общие потери на 11% в вертикальной тяге переднего и заднего несущих винтов, но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой продольно-поперечной несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой продольной несущей схемой и двухвинтовой движительной поперечной системой, создающей меньшими винтами заднего крыла маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7 или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся переднем большим с одним задним средним несущих винтах на режиме их авторотации или на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока или от одного из работающих двигателей, выдающего 33% или 66% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на два меньших винта заднего крыла или пополам на два последних и на два передний и задний несущих винта, но и обратно, при этом упомянутое низкорасположенное крыло, выполненное в виде переднего крыла обратной стреловидности, располагающего площадью 40% от площади заднего высокорасположенного крыла, и имеющее упомянутые концевые обтекатели главного шасси, выполненные каплевидной формы в плане и смонтированные на отклоненных вниз вертикальных законцовках обратной стреловидности, причем система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД) к винтам переднему большему и заднему среднему, но и к двум меньшим винтам посредством соответственно T-образного в плоскости симметрии главного, но и T-образного в плане промежуточного редукторов и соответствующих соединительных валов, передающих крутящий момент, обеспечивая перегибы последних в вертикальной плоскости, как через угловые один передний редуктор и один кормовой, совмещенный с T-образным промежуточным редуктором, так и посредством муфт сцепления соответственно к переднему и заднему несущим винтам, но и поперечными соединительными валами, передающими крутящий момент посредством муфт сцепления на поворотные меньшие винты заднего крыла, оснащена двумя входными валами, размещенными по направлению полета перед центром масс и связанными, например, с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в вертолет или крылатый автожир для аварийной посадки соответственно с авторотирующими четырьмя винтами продольно-поперечной группы или двумя большим и средним несущими винтами продольной группы.
Кроме того, силовая установка (СУ), выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии с многорежимными способами обеспечения генерирующей мощности для электропитания от внутреннего и внешнего источников вращения обратимых электромоторов-генераторов (ОЭМГ) соответственно от ТДД или большего и только от среднего несущих винтов, самовращающихся от набегающего воздушного потока, снабжена как двумя передней дизель-электрической и задней электроветрогенераторной мотогондолами, включающими соответственно ТДД с передним ОЭМГ и только кормовой ОЭМГ, имеющими соответствующую пиковую их мощности, составляющую 50% и 25% от взлетной мощности СУ, и вращательно связанными с редукторами соответствующих переднего большего и заднего среднего несущих винтов, так и двумя левой и правой задними консольными мотогондолами с электромоторами, имеющими меньший суммарный по пиковой мощности их типоразмер, равный 25% от взлетной мощности СУ, и вращательно связанными с редукторами задних меньших винтов, при этом дизель-электрическая гибридная мотогондола, выполненная как с меньшей по суммарной мощности типоразмером, равным 50% от взлетной мощности СУ, так и включающая равновеликие по взлетной и пиковой мощности соответственно ТДД и передний ОЭМГ, каждый из которых вращательно связан посредством своей входной муфты сцепления с редуктором большего винта, выходной вал которого вращательно связан посредством соответствующей муфты сцепления с большим винтом и снабжен системой электропривода, обеспечивающей подключение/отключение соответствующих электромоторов в консольных мотогондолах и переключение генерирующей мощности и порядок подзарядки аккумуляторов от переднего/кормового ОЭМГ, которые в режиме электрогенератора обеспечивают поочередно три способа генерации их мощности: когда при полетной конфигурации крылатого автожира или на стоянке соответственно от набегающего воздушного потока или ветра оба получают вращение от внешнего источника с отключенным передним ТДД или когда вращаются от внешнего источника только кормовой и от внутреннего источника энергии только передний ОЭМГ, но и когда один передний вращается от внутреннего источника энергии с отключенным кормовым ОЭМГ от авторотирующего заднего среднего винта соответственно при нахождении на стоянке при наличии ветра, но и при его отсутствии, причем каждая выходная и две входные электромагнитные муфты сцепления, обеспечивающие дистанционное управление сцеплением/расцеплением соответствующих валов редуктора большего винта с валами соответственно большего винта и ТДД с ОЭМГ, позволяют реализовать в дизель-электрической мотогондоле два способа работы ТДД и три ОЭМГ, работающего в режиме и/или электромотора, но и электрогенератора, соответственно при совместной передаче их взлетной и пиковой мощности на передний больший винт при выполнении ВВП или самостоятельной передачи как пиковой, так и номинальной мощности переднего ОЭМГ, работающего в режиме электромотора, на вал большего винта в случае отказа как ТДД, так и кормового ОЭМГ и продолжение полета совместно с двумя электромоторами меньших задних винтов соответственно и как электровертолета при аварийной вертикально-посадочной, так и крейсерской полетной конфигурации как крылатого электроавтожира, но и самостоятельной работы ТДД при распределенной передаче его номинальной мощности и на вал ОЭМГ, работающего в режиме электрогенератора, и на вал переднего большего винта, обеспечивающего после выполнения КВП горизонтальный скоростной полет в перегрузочном варианте.
м
ср
м
<mrow><msubsup><mi>R</mi><mrow><mi>с</mi><mi>р</mi></mrow><mn>2</mn></msubsup><mo>=</mo><msup><mi>R</mi><mn>2</mn></msup><mo>−</mo><mn>2</mn><mo>⋅</mo><msubsup><mi>R</mi><mi>м</mi><mn>2</mn></msubsup></mrow>
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить легкий конвертируемый скоростной вертолет (ЛКСВ) дупланной схемы и концепции разнесенного расположения четырехвинтовой несущей схемы с распределенной тягой разновеликих винтов, выполненной в виде продольно-поперечной системы по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей смонтированные на вертикальных пилонах как больший и средний из них в передней части фюзеляжа и на конце тонкой хвостовой балки, так и с изменяемым вектором тяги два меньших из них на поворотных частях заднего крыла, каждый из которых, имея диаметры, определяемые из соотношения: R=2·R, м, и при соотношении
, м (где R, R и R - радиусы большего, среднего и меньших винтов соответственно), размещен с редуктором в обтекателе, смонтированном на конце соответствующей поворотной концевой части, каждая из которых, имея раздельные узлы их поворота, установленные по внешним бортам внутренних секций заднего крыла и создающие возможность в вертикальной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами. Снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей меньшими винтами заднего крыла маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7 или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух передних с одним задним большими несущими винтами на режиме их авторотации или на режиме, близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока или от одного из работающих двигателей, но и обратно. Каждая из поворотных концевых части заднего крыла, имея раздельные узлы их поворота, создающие возможность синхронного их отклонения с меньшими винтами в вертикальной плоскости на угол от -15° до +105°, и располагая размахом, превышающим радиус меньших винтов, предопределяет возможность последних обеспечивать как уменьшение потерь их тяги на режимах вертикального взлета/посадки и висения, так и вращения без взаимного влияния и их перехлеста с задним большим несущим винтом 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 +45°, или их синфазное и дифференциальное отклонение от горизонтального положения вверх/вниз на угол +15°/-15° и на угол ±15° на скоростных режимах горизонтального полета соответственно для продольного и поперечного управления. Система трансмиссии турбовинтовой СУ, имея наряду с многопоточным двухуровневым главным редуктором, обеспечивающим передачу взлетной мощности от двигателей, например, ГТД или ТДД к винтам переднему большему и заднему среднему, но и к двум меньшим винтам посредством соответственно T-образного в плоскости симметрии главного, но и T-образного в плане промежуточного редукторов и соответствующих соединительных валов, передающих крутящий момент, обеспечивая перегибы последних в вертикальной плоскости через угловые один передний редуктор и один кормовой, совмещенный с T-образным промежуточным редуктором. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионных полимерных аккумуляторов снизится до 25% от его максимума система управления автоматически в передней гибридной мотогондоле отключит выходной муфтой сцепления редуктор переднего большего винта от ОЭМГ, включит ТДД, который будет вращать ОЭМГ, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации крылатого автожира. При этом увеличение генерирующей мощности для электропитания может обеспечиваться также и от кормового ОЭМГ, который, работая при крейсерском полете в режиме электроветрогенератора, получает вращение от среднего заднего несущего винта, что предопределяет авторотацию при его обдувке от набегающего потока, а величина возникающей при этом отрицательной тяги не будет значительной, так как лопасти среднего винта установлены регулятором не на минимальный угол, потому что при дальнейшем полете без изменения скорости средний винт будет авторотировать на оптимальном числе оборотов и под контролем регулятора оборотов. При авторотации срыв потока на лопастях большего и среднего несущих винтов отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит достичь скорости полета 450…485 км/ч. Все это позволит повысить скороподъемность, высоту и дальность полета, но и достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей ряд способов подзарядки аккумуляторов, что обеспечит при равномерном распределение заряда аккумуляторов возможность работы электромоторов и ТДД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Кроме того, это позволит упростить систему управления электроприводами, но и повысить безопасность полетов и использовать ТДД меньших габаритов в его поперечнике, что уменьшит ширину пилона каждой мотогондолы и, следовательно, предопределит меньшее аэродинамическое сопротивление. Это позволит также увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете дизель-электрического ЛКСВ.
Предлагаемое изобретение в условиях различной полетной конфигурации ЛКСВ исполнения РТРВ-Х2+2 с дупланным расположением крыльев, переднее из которых имеет обратную стреловидность иллюстрируется общими видами на фиг. 1.
На фиг. 1 изображен турбовинтовой ЛКСВ исполнения РТРВ-Х2+2 на общих видах сверху и сбоку соответственно а) и б) с расположением на вертикальных пилонах большего и среднего несущих двух винтов из них в передней части фюзеляжа и тонкой хвостовой балке и с изменяемым вектором тяги двух меньших винтов на поворотных частях заднего крыла для различных вариантов его использования:
а) в полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы РТРВ-Х2+2 с разновеликими передним большим и задним средним из них, но и двумя меньшими несущими винтами, размещенными соответственно в носовой части фюзеляжа и тонкой хвостовой балке, но и на поворотных концевых частях заднего крыла;
б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой продольной несущей схемой для создания подъемной силы совместно с дупланными крыльями и маршевой тягой, обеспечиваемой задними меньшими винтами.
Турбовинтовой ЛКСВ, представленный на фиг. 1 и выполненный по продольно-поперечной несущей схемы и концепции РТРВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и умеренного удлинения дупланные крылья, низкорасположенное крыло 2 из которых обратной стреловидности (см. фиг. 1а) смонтировано впереди высокорасположенного заднего крыла 3. Переднее крыло 2, снабженное по всему размаху закрылками 4, имеет концевые обтекатели 5 главного колесного шасси 6, выполненные как каплевидной формы в плане и смонтированные на отклоненных вниз вертикальных законцовках 7 обратной стреловидности. При этом вертикальное оперение 8, имеющее руль направления 9, смонтировано под хвостовой балкой 10 и оснащено на конце килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса 11 трехопорного неубирающегося шасси (см. фиг. 1б). Высокорасположенное заднее крыло 3, имеющее по всему размаху закрылки 12, выполнено с наплывами 13 и оснащено с изменяемым вектором тяги двумя меньшими винтами поперечной группы левым 14 и правым 15, смонтированными с их редукторами в обтекателях 16 на поворотных частях 17 заднего крыла 3. Два несущих винта продольной группы передний 18 и кормовой 19 смонтированы на соответствующей части фюзеляжа 1 и на конце тонкой хвостовой балки 10 с их редукторами на вертикальных переднем 20 и кормовом 21 пилонах, имеющих каплевидную форму в плане. Каждый из обтекателей 16 меньших винтов 14-15, имеющих каплевидную форму в плане, оснащен в плоскости переднего крыла 3 на его конце отклоненным вниз стреловидным крылышком 22. Во время аварийной посадки на режиме авторотации левый 14 и правый 15 поперечной группы, а также передний 18 и задней 19 продольной группы несущих винтов для разгрузки крыльев 2 и 3 их соответственно закрылки 4 и 12 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на угол 75°. Вращение всех четырехлопастных винтов, выполненных флюгерно-реверсивными и без автоматов перекоса их лопастей, осуществляется без взаимного их перекрытия поперечной 14-15 и продольной 18-19 группы несущих винтов. На вертолетных режимах полета парирование реактивного момента, образуемого от поперечной 14-15 и продольной 18-19 группы несущих винтов различного диаметра, обеспечивается при противоположном направлении вращения, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно как между передним большим 18 и задним средним 19 винтами продольной группы, так и между меньшими левым 14 и правым 15 винтами заднего крыла 3, имеющими одинаковое направление вращения между как левым меньшим 14 и передним большим 18, так и правым меньшим 15 и средним задним 19, например, при виде сверху как по часовой, так и против часовой стрелки (см. фиг. 1а). Имеется согласование совместной работы системы путевого управления при висении, продольного и поперечного на крейсерских режимах полета и выполнении технологии КВП с учетом соответствующего отклонения поворотных частях 17 заднего крыла 3, включая и ускоренного.
Турбовинтовая СУ, состоящая из двух мотогондол 23, в каждой из которых имеется, например, ТДД, выполненный для отбора их взлетной их мощности с передним выводом вала. Каждый из последних, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода и сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность двух ТДД, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении поворотных частей 17 крыла 3 с задними меньшими винтами 14-15 на консольных обтекателях 16 и вращении большего переднего 18 и одного заднего среднего 13 несущих винтов во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета и аварийной посадки, что, тем самым, повышается безопасность выполнения полетов. Передача взлетной мощности от двух ТДД к поперечной 14-15 и продольной 18-19 группе несущих винтов обеспечивается посредством соответственно T-образного в плоскости симметрии главного и T-образного в плане промежуточного редукторов с соответствующими соединительными валами, связывающими как через угловые передний и кормовой редукторы, обеспечивающие перегибы соответствующих валов в вертикальной плоскости, соответственно с большим 18 и средним 19 несущими винтами посредством муфт сцепления, так и поперечными соединительными валами, передающими крутящий момент посредством муфт сцепления на поворотные меньшие винты 14-15 заднего крыла 3 (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное неубирающееся колесное шасси, главные боковые опоры с колесами 6 смонтированы в подкрыльных обтекателях 5, вспомогательная задняя опора с колесом 11 - в обтекателе килевой поверхности 8.
Управление турбовинтовым ЛКСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поперечной 14-15 и продольной 18-19 группы несущих винтов и отклонением рулевых поверхностей: рулей направления 9 и поворотных частей 17 крыла 3, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крыльями 2-3, горизонтальная тяга - меньшими винтами 14-15, на режиме висения только несущими винтами 14-15 и 18-19, на режиме перехода - крыльями 2-3 с несущими винтами 14-15 и 18-19. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 4 и 12 соответственно крыльев 2 и 3 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов меньших винтов 14-15 от горизонтального положения, отклоняясь вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг. 1а). После установки поворотных меньших винтов 14-15 в вертикальное положение вдоль линии вертикальной его тяги и создания подъемной тяги с передним 18 и задним 19 несущими винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них несущие винты больший 18 и средний 19 и задние меньшие 14-15, имея взаимно противоположное их вращение между соответствующими винтами (см. фиг. 1а), например левым 14 и правым 15 поперечной группы и между передним большим 18 и задним средним 19 несущими винтами. Путевое управление при висении с компенсацией реактивного момента обеспечивается дифференциальным отклонением задних меньших винтов 14-15 при повышении эффективности всех несущих винтов. Поворотные части 17 крыла 3 с меньшими винтами 14-15 отклоняются от горизонтального положения вверх в вертикальное на угол +90° и на угол +45° соответственно при выполнении технологии ВВП и КВП на вертолетных и винтокрылых режимах полета ЛКСВ при взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование ЛКСВ на аэродроме и разгон легкого их класса до 50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от двух передних мотор-колес 6. Для соответствующей посадки турбовинтового ЛКСВ на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 6 и 11 неубирающегося трехопорного колесного шасси.
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ЛКСВ осуществляется изменением шага винтов переднего 18 и заднего 19 продольной группы, путевое управление - соответствующим дифференциальным отклонением поворотных частей 17 крыла 3 с меньшими винтами 14-15. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левого 14 и правого 15 несущих винтов поперечной группы, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия как переднего 18 и заднего 19, так и левого 14 и правого 15 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 17 крыла 3 с меньшими винтами 14-15 поперечной группы синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг. 1б). После чего убираются закрылки 4 и 12 соответственно крыльев 2 и 3 и затем производится крейсерский скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 9 подфюзеляжного киля 8. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением поворотных частей 17 крыла 3 соответственно. На крейсерских режимах скоростного полета ЛКСВ при создании горизонтальной тяги его меньшие винты 14-15, несущие передний 18 и задний 19 имеют взаимно противоположное их вращения в каждой поперечной и продольной группе винтов и тем самым соответственно увеличивают КПД винтов, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыльев 2-3 и весьма повышают эффективность движительной системы и несущей группы винтов. При его полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы реактивные моменты с учетом дифференциального отклонения задних 14-15 винтов, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения с винтами в соответствующих группах.
Таким образом, турбовинтовой ЛКСВ, выполненный по дупланной схеме и концепции разнесенного расположения четырехвинтовой несущей схемы с распределенной тягой разновеликих винтов, размещенных в продольно-поперечной системе по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей смонтированные на вертикальных пилонах как больший и средний из них в передней части фюзеляжа и на конце тонкой хвостовой балки, так и с изменяемым вектором тяги два меньших из них на поворотных частях заднего крыла, представляет собой гибридный скоростной вертолет с СУ, выполненной по параллельно-последовательной гибридной технологии с многорежимными способами обеспечения генерирующей мощности для электропитания от внутреннего и внешнего источников вращения ОЭМГ соответственно ТДД и двух несущих винтов продольной группы, самовращающихся от набегающего воздушного потока. Задние меньшие флюгерно-реверсивные винты, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Переднее меньшее крыло обратной стреловидности находится ниже заднего и оба, создавая дополнительную подъемную силу, разгружают несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП, КВП и КВВП. Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения турбовинтовых ЛКСВ и дизель-электрических беспилотных скоростных вертолетов (ДБСВ), проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и ЛКСВ-1,1 с двумя ТДД типа Е-12 австрийской фирмы DAI (см. табл. 1). Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения таких ЛКСВ и ДБСВ, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к созданию для турбоэлектрических ДБСВ более экономичных и совершенных электродвигателей, ОЭМГ, ТДД и турбовальных двигателей. Так как современные технологии, обеспечивая следующие величины удельной массы электрических устройств как для электродвигателя с блоком управления до 0,32 кг/кВт (при мощности более 250 кВт), так и для электрогенератора до 0,23 кг/кВт, аккумуляторов с плотностью энергии 0,2 кВт/кг, увеличивают массу узлов и компонентов ДБСВ, которые, имея 25…35% от взлетной его массы, весьма ограничивают время непрерывного полета электровертолета до 20-30 минут. Поэтому увеличение времени полета и генерирующей мощности для электропитания должно обеспечиваться за счет широкого использования внешнего источника, особенно в многорежимной гибридной СУ с двумя ОЭМГ, которые, работая при крейсерском полете от набегающего потока воздуха в режиме электроветрогенераторов и вращаясь от двух несущих винтов, позволят достичь времени полета до 3 и 5 часов соответственно при выполнении ВВП и КВП.
Поэтому не исключено на платформе вертолета "Ансат" с ЭДСУ освоение дизель-электрического ДБСВ исполнения РТРВ-Х2+2 с взлетным весом 2570 и 2950 кг и для перевозки 0,6 и 0,8 т груза на дальность до 1800 и 2700 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Многорежимная гибридная его СУ, имеющая передний и кормовой ОЭМГ для электропитания, но и два электромотора суммарной пиковой/номинальной мощности соответственно 164/90 и 82/45 кВт, но и 164/90 кВт соответственно, снабжена генераторным ТДД, который может предоставить еще 164 кВт (220 л.с.). Его литиевая батарея весом 450 кг, имеющая 25,0% от массы пустого ДБСВ-0,6, позволит ему при выполнении КВП улететь на расстояние в 460 км при 1-й крейсерской скорости 450 км/ч. Однако при падении ее заряда до 25% от максимального значения включится ТДД и будет, вращая передний ОЭМГ, в полете подпитывать аккумуляторы наравне с кормовым ОЭМГ, вращающимся от набегающего потока. Топливный его бак при выполнении ВВП/КВП вмещает 215/350 кг топлива, что эквивалентно дополнительным 1340/2240 км и позволит достичь топливной эффективности в пятиместном дизель-электрическом ЛКСВ-0,5 и при продолжительности времени висения до 0,35 часа, и при выполнении ВВП/КВП уровня до 23,89/18,52 г/пасс·км при дальности полета до 1800/2700 км соответственно, но и достойно конкурировать с англо-итальянской фирмой "AgustaWestland", осваивающей полностью электрический конвертоплан двухвинтовой поперечной схемы модели "Project Zero".