СКОРОСТНОЙ ГИБРИДНЫЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ
HIGH-SPEED HYBRID HELICOPTER-AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции скоростных гибридных вертолетов-самолетов с двухвинтовыми соосной и движительно-рулевой системами, включающими два с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный или короткий взлет и посадку (ВВП или КВП), и толкающие винты в задних кольцевых каналах для скоростного полета при зафиксированных двух лопастях-крыльях нижнего и верхнего однолопастных винтов, размещенных соответственно над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки и вращающихся между вертикально разнесенных балок.
Известен скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR/FVL компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем», двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ соосным несущим винтам и тяговым винтам в кольцевых каналах, смонтированных на консолях второго крыла, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12 тонн. Скоростной вертолет "AVX", имея скорость полета до 430-450 км/ч, дальность полета до 1400 км и динамический потолок 5176 м, может применяться для транспортировки 16 человек.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и тяговыми винтами в задних кольцевых каналах, используемыми только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 9,7% от их диаметра). Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета и улучшения показателей топливной эффективности менее чем 87,55 г/пасс⋅км.
Известен беспилотный винтокрыл модели Quadcruiser европейской фирмы Airbus Group, имеющий четыре подъемных и один маршевый вертикально и горизонтально ориентированных двигателя соответственно с несущими и задним винтами, используемыми на вертолетных и самолетных режимах полета и размещенными на концах тандемных крыльев и фюзеляжа за вторым крылом в мотогондолах.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенных тандемных крыльев, снабженных четырьмя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю продолговатую гондолу, вынесенную за соответствующие кромки крыльев с вертикально ориентированными электромоторами и несущими винтами. Толкающий винт, расположенный соответственно сзади фюзеляжа за вертикальным оперением, обеспечивает маршевую тягу для горизонтального крейсерского полета со скоростью 90 км/ч.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что "Quad-cruiser" четырехвинтовой несущей схемы и с задним толкающим винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на самолетных режимах полета, имеет сложную схему управления электромоторами при независимом вращении четырех несущих винтов на вертолетных режимах полета, малую полезную нагрузку и весовую отдачу. Вторая - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом несущие винты одинакового диаметра имеют радиусы, не превышающие длину продолговатых гондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Кроме того, это также усложняет конструкцию крыла с надкрыльными мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его планера. Третья - это то, что аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для крейсерского полета, создают тандемные крылья, являясь несущими аэродинамическими поверхностями, а дополнительную подъемную силу - четыре несущих винта, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с крыльями ограничена. Поэтому возможность увеличения весовой отдачи при повышении скорости, взлетного веса и времени полета боле 50 минут, но и стояночных размеров планера весьма ограничено.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель силовой установки (СУ), передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты и задний винт, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки за хвостовым оперением.
Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным несущим винтам диаметром 10,3 5 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 5217 кг. Скоростной вертолет "Raider S-97", имея крейсерскую скорость полета до 440 км/ч, радиус действия до 600 км и динамический потолок 4570 м, может применяться для транспортировки 6 человек с обеспечением топливной эффективности не менее чем 87,93 г/пасс⋅км.
2
2
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета. Это увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при длине фюзеляжа 11,752 м и диаметре несущих винтов 10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м при ПН=1,0 тонна. 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 двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 8,5% от их диаметра), 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. Кроме того, отсутствие над соосными несущими винтами верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность безопасного использования средств спасения на парашюте без соприкосновения его строп с лопастями несущих винтов. Все это ограничивает возможность улучшения весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, но и предопределяет высокий удельный расход топлива.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете "Raider S-97" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса при использовании останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, упрощения продольно-поперечной управляемости как при висении, так и скоростном горизонтальном полете, но и при переходных маневрах, а также повышения показателей топливной эффективности и уровня безопасности полетов.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и упомянутой двухвинтовой соосной несущей (ДСНС), включающей над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки ярусно-двухбалочной схемы в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и двухвинтовую ДРС-Х2 с толкающими меньшими винтами, смонтированными в задних кольцевых каналах (ЗКК) как для создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего больших НВ, смонтированных соответственно над фюзеляжем с высокорасположенным задним стреловидным крылом (ЗСК) и под овальным в плане обтекателем верхней балки с высокорасположенным передним крылом обратной стреловидности (КОС), образующим с нижним ЗСК при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным наравне с ЗСК закрылками и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды ЗСК и КОС соответственно назад и вперед по полету во время выполнения ВВП и зависания или стоянки на земле соответственно для уменьшения потерь в вертикальной тяги ДСНС-Х2 или стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных назад по полету между верхней и нижней вертикально разнесенных хвостовых балок, образующих удобообтекаемые конфигурации соответственно на концах обтекателя верхней балки и фюзеляжа и обеспечивающих свободное вращение больших НВ между как консолей КОС и ЗСК, смонтированных соответственно с положительным и отрицательным углом поперечного V, так и хвостовых балок, связанных на их концах по оси симметрии трапециевидным межбалочным килем с рулем направления, имеющим трапециевидные подфюзеляжный киль и стабилизатор, на консолях последнего смонтированы редукторы меньших винтов в левом и правом ЗКК и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и рулевой ДРС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях и синхронно втянутых телескопических противовесов в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно от плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с ее консолями схему свободно несущего разноуровнего триплана, но и обратно, при этом однолопастные нижний и верхний НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с центропланом переднего КОС в обтекателе верхней балки, причем в ДРС-Х2 в ЗКК с флюгерно-реверсивными меньшими винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения как пары верхних и нижних, так и пары левых и правых рулей высоты в соответствующих ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответствующих ЗКК как снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от центра каждого ЗКК, внешние концы которых отогнуты к их центральной оси и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ±15°, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком каждой балки.
maxHB
maxHB
maxHB
тп
N
Кроме того, упомянутые консоли КОС и ЗСК выполнены с возможностью их синхронного складывания соответственно вверх и вниз при их соответствующем размещении над обтекателем верхней балки и вдоль бортов фюзеляжа, при этом однолопастные НВ со ступенчатым профилем концевой части на одной третьей радиуса каждой с обратным сужением лопасти, имеющей концевую хорду лопасти в 2,0 раза больше ее корневой хорды и клиновидный профиль с углом α=10° и непрерывной нижней поверхностью, выполнен с верхним уступом-вырезом треугольной в плане формы, образующей задние вогнутые кромки во внутрь лопасти в точке максимальной ее хорды (b), совмещенной в уступе-вырезе с вершиной равнобедренного треугольника в плане, образующего как конфигурацию профиля ступеньки по ширине и глубине - это соответственно 1/3 от хорды b и 2/3 от толщины c, так и заостренную законцовку лопасти, имеющую параболическую переднюю кромку и обратной стреловидности заднюю кромку, причем упомянутые телескопические противовесы НВ имеют радиус (r) во втянутом и выдвинутом положении равновеликий радиусу обтекателя втулки НВ, имеющего диаметрально размещенные срезы в виде круговых сегментов, хорды которых равновелики корневым хордам НВ и противовеса, и 30% от радиуса НВ соответственно, при этом каждый противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза меньше корневой хорды НВ, выполнен с концевой частью в виде ответного сегмента окружности с диаметром равновеликим обтекателю втулки НВ, сопрягаемого при его втягивании со срезом кругового сегмента втулки, образуя удобообтекаемую ее округлую в плане форму, причем при выполнении КВН и винтокрылого горизонтального полета консоли КОС и ЗСК, имеющие валовые закрылки с корневыми хордами в  больше концевых хорд, которые при соответствующем их отклонении преобразуют прямые консоли КОС и ЗСК в консоли с обратным сужением, создающим повышение несущей их способности на винтокрылых режимах полета при обдуве их консолей в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от однолопастных НВ, размещенных в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 и работающих совместно с маршевой тягой ДРС-Х2 в ЗКК, продольная ось которых размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей при виде сбоку соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом НВ снабжены системой обтекателей, имеющей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос между лопастью нижнего и верхнего НВ не менее 14% от их радиуса, причем обтекатель, колонки валов имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок НВ, при этом обтекатель колонки валов, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем обтекатель верхней балки, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе, при этом в системе крыльев ХОС переднее КОС и нижнее ЗСК с равновеликими площадями имеют в сумме 69% от общей площади системы крыльев ХОС совместно с крыльями-лопастями НВ в самолетной полетной конфигурации, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух, например, турбовальных или турбодизельных двигателей (ТВаД или ТДД) обеспечивается главным многоуровневым и кормовым редукторами на однолопастные НВ ДСНС-Х2 и меньшие винты ДРС-Х2 в ЗКК соответственно 90% и 10% от располагаемой взлетной их мощности на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ=3,04 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях НВ перераспределяется 70% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньшие винты в ЗКК, но и обратно.
Кроме того, клиновидные профили лопастей НВ и непрерывной верхней их поверхностью, выполнены с нижним уступом-вырезом треугольной в плане формы, которые снабжены возможностью их перемещения в вертикальной плоскости как синфазно, так и дифференциально, но и синхронно с уступом-вырезом другого НВ.
к
Кроме того, для повышения скорости горизонтального полета и тяговооруженности комбинированной его СУ упомянутые толкающие винты 12-13 в ЗКК 14 выполнены с приводом от кормового турбовентиляторного двигателя (КТВД), турбина которого смонтирована на конце тонкой хвостовой балки, охватываемой обтекателем кольцевого вентилятора, вынесенного вперед и вдоль оси симметрии от его турбины и снабженного газодинамическим приводом КТВД от упомянутых ТВаД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (π) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки 28 его потока на привод КТВД, который включает турбину 29 с выходным валом и планетарным редуктором 30 привода вентилятора 31 в кольцевом обтекателе 32 от выходного вала крестообразного в плане редуктора 33 через муфту сцепления 34, дополнительную камеру сгорания 35 с регулятором расхода топлива и запалом, S-образный при виде сбоку канал подвода газа 36 к турбине 29, центральное тело, канал отвода газов 37 и топливопровод 38, который используется только при выполнении КВП для подачи топлива в дополнительную камеру сгорания КТВД, затем после короткого взлета в перегрузочном варианте и перехода на горизонтальный высокоскоростной крейсерский полет система 38 подвода топлива частично перекрывается при одновременном увеличении подвода газа к турбине 29 КТВД от работающих ТВаД, отключенных от системы трансмиссии привода НВ и, значит, по мере исключения отбора мощности на НВ 19-20 от взлетной мощности двух ТВаД, позволяющих увеличить отбор газа от них, а при больших величинах заданного отбора газа для поддержания заданного значения маршевой тяги кольцевого вентилятора 31 и двух толкающих винтов 12-13 при требуемой подаче топлива в камеру его сгорания 35 уменьшается, то по мере опережающего их дросселирования компенсаторный при этом отбор газа от двух ТВаД увеличивается, при этом на входе и выходе кольцевого обтекателя смонтированы силовые передние и задние ребра жесткости, смонтированные на соответствующих частях разрезной хвостовой балки и жестко связанные между собой силовыми обечайками, закрепленными внутри кольцевого обтекателя, причем ширина разреза хвостовой балки и высота зазора между наружной поверхностью последней и внутренней поверхностью кольцевого обтекателя обеспечивают свободное вращение кольцевого вентилятора и работу его лопаток в межкорпусном зазоре, при этом ступица со спицами кольцевого вентилятора закреплена на выходном валу крестообразного в плане редуктора так, что выступающая часть вала из ступицы передним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри передней разрезной части хвостовой балки.
Кроме того, привод кольцевого вентилятора 31 и двух толкающих винтов 12-13 обеспечивается системой трансмиссией от главного редуктора посредством соосных продольных задних валов соответственно наружным и внутренним из них и соответственно через муфту сцепления и Т-образный в плане промежуточный кормовой редуктор с поперечными валами и угловыми редукторами толкающих винтов 12-13, при этом выступающая часть наружного вала из ступицы кольцевого вентилятора 31 задним концом сцентрирована при помощи подшипникового узла, смонтированного на ребрах жесткости, закрепленных внутри задней разрезной части хвостовой балки.
крен
прод
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной гибридный вертолет-самолет (СГВС), который снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и упомянутой двухвинтовой соосной несущей (ДСНС), включающей над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки ярусно-двухбалочной схемы в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при выполнении ВВП и КВП, и двухвинтовую ДРС-Х2 с толкающими меньшими винтами, смонтированными в задних кольцевых каналах (ЗКК) как для создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего больших НВ, смонтированных соответственно над фюзеляжем с высокорасположенным задним стреловидным крылом (ЗСК) и под овальным в плане обтекателем верхней балки с высокорасположенным передним крылом обратной стреловидности (КОС), образующим с нижним ЗСК при виде сверху Х-образную стреловидность и снабженным наравне с ЗСК закрылками и возможностью синхронного поворота их консолей в плоскости хорды ЗСК и КОС соответственно назад и вперед по полету во время выполнения ВВП и зависания или стоянки на земле соответственно для уменьшения потерь в вертикальной тяги ДСНС-Х2 или стояночной площади при зафиксированных лопастях-крыльях вдоль оси симметрии и установленных назад по полету между верхней и нижней вертикально разнесенных хвостовых балок, образующих удобообтекаемые конфигурации соответственно на концах обтекателя верхней балки и фюзеляжа и обеспечивающих свободное вращение больших НВ между как консолей КОС и ЗСК, смонтированных соответственно с положительным и отрицательным углом поперечного V, так и хвостовых балок, связанных на их концах по оси симметрии трапециевидным межбалочным килем с рулем направления, имеющим трапециевидные подфюзеляжный киль и стабилизатор, на консолях последнего смонтированы редукторы меньших винтов в левом и правом ЗКК и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и рулевой ДРС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях и синхронно втянутых телескопических противовесов в обтекатели втулок однолопастных НВ, лопасти которых размещены перпендикулярно от плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы крыльев с Х-образной стреловидностью (ХОС), так и образуя с ее консолями схему свободно несущего разноуровнего триплана, но и обратно, при этом однолопастные нижний и верхний НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с центропланом переднего КОС в обтекателе верхней балки, причем в ДРС-Х2 в ЗКК с флюгерно-реверсивными меньшими винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения как пары верхних и нижних, так и пары левых и правых рулей высоты в соответствующих ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответствующих ЗКК как снизу и сверху на величину половины радиуса меньших винтов от центра каждого ЗКК, внешние концы которых отогнуты к их центральной оси и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ±15°, при этом однолопастные НВ, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшими винтами в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком каждой балки. Все это позволит в СГВС при переходных маневрах повысить продольную устойчивость и управляемость по крену, а размещение СУ с двумя ТВаД за центром масс обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТВаД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель фюзеляжа, но и его аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление каждого профилированного балансировочного противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это вертикальные перемещения СГВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопастей улучшает управляемость, особенно соосных однолопастных НВ. В синхронизированных соосных однолопастных НВ моменты M и M от верхнего и нижнего однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через ярусно-двухбалочную схему взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой соосной схеме будет в 1,26-1,28 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 50% топливную эффективность в сравнении со скоростными вертолетами "Raider S-97" и "AVX". Более того, это позволит также в сравнении с традиционными крыльями турбовинтового самолета повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициент поднятия системы крыльев ХОС, имеющей совместно с лопастями-крыльями НВ в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета палубного СГВС.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения турбовинтовентиляторного СГВС с системой крыльев ХОС, ДСНС-Х2 и ДРС-Х2, приводимой КТВД с выносным кольцевым вентилятором, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) с расположением двух однолопастных соосных НВ над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки при его использовании:
а) в полетной конфигурации вертолета с ДРС-Х2 в ЗКК и ДСНС-Х2, имеющей однолопастные НВ с профилированными телескопическими противовесами, размещенные над фюзеляжем и под обтекателем верхней балки в ярусно-двухбалочной схеме и вращающиеся между вертикально разнесенных балок и консолей КОС и ЗСК;
б) в полетной конфигурации самолета с системой крыльев ХОС, создающей подъемную силу совместно с зафиксированными лопастями-крыльями НВ и втянутых телескопических их противовесов, маршевой тягой, обеспечиваемой выносным вентилятором КТВД и толкающими винтами в ЗКК с условным расположением (пунктиром левых) и правых консолей КОС и ЗСК в стояночной и полетной конфигурации;
в) схема компоновки комбинированной СУ с выносным кольцевым вентилятором КТВД и газодинамическим его приводом от двух турбовальных двигателей.
Турбовинтовентиляторный СГВС, представленный на фиг. 1, выполнен по ярусно-двухбалочной схеме с планером из композитного углепластика и концепции ДСНС-Х2 с ДРС-Х2, имеет фюзеляж 1 и два с разнонаправленной стреловидностью высокорасположенных тандемных крыла, переднее КОС 2 и нижнее ЗСК 3 из которых, смонтированные соответственно с положительным и отрицательным углом поперечного V, снабжены по всему размаху закрылками 4. В системе разноуровневых крыльев ХОС переднее КОС 2 закреплено его корневыми частями спереди обтекателя 5 верхней балки 6, смонтированной по оси симметрии над хвостовой балкой 7 фюзеляжа 1, а на уровне последней закреплено нижнее ЗСК 3. Вертикально разнесенные хвостовые балки 6-7, связанные на их концах по оси симметрии трапециевидным межбалочным килем 8 с рулем направления 9, имеющим трапециевидные подфюзеляжный киль 10 и стабилизатор 11, на консолях последнего смонтированы редукторы канальных левого 12 и правого 13 толкающих винтов в ЗКК 14, имеющих на их выходе левые верхний 15 с нижним 16 и правые верхний 17 с нижним 18 рули высоты. Соосные верхний 19 и нижний 20 однолопастные НВ имеют профилированные телескопические противовесы 21, выполненные в виде сегментов обтекателей втулок 22 и 23 НВ, которые закреплены на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, которая жестко закреплена в нижней части главного редуктора, а верхним сцентрирована и закреплена с центропланом КОС 2 в овальном в плане обтекателе 5. Между втулками 22-23 имеется обтекатель 24 колонки валов соосных НВ 19-20 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 25, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 24. Толкающие винты 12-13 в ЗКК 14 выполнены флюгерно-реверсивными. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей СГВС его однолопастные 19-20 НВ, работают на режиме авторотации разгружают КОС 2 и ЗСК 3 системы крыльев ХОС, а во время горизонтального полета и отказа его двух двигателей - лопасти толкающих 12-13 винтов флюгируются для предотвращения авторотации. При этом закрылки 4 КОС 2 и ЗСК 3 автоматически отклоняются на угол 30°, а при выполнении КВП в винтокрылой конфигурации и для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ 19-20 - на угол 47°. Все однолопастные соосные НВ 19-20 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 21, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе как верхнего 19 и нижнего 20, например, при виде сверху вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б).
Комбинированная СУ имеет мотогондолы 26 (см. фиг. 1б) с ТВаД, расположенные за центром масс на фюзеляже 1 и по обе стороны от оси симметрии, снабжена кормовым турбовентиляторным двигателем (КТВД) с газодинамическим его приводом от двух ТВаД, выполненных с передним выводом вала для отбора как их взлетной их мощности, так и газа для турбины КТВД. Каждый из ТВаД, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ обеспечивает продолжение полета при одном работающем ТВаД и вращение соосных 19-20 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки с парашютной аварийной системой, установленной в обтекателе 5 верхней балки 6, имеющем в верхней автоматически раскрываемой части контейнер 27 с парашютами, что повышает уровень безопасности полетов. Передача взлетной мощности при выполнении ВВП и зависания в вертолетной конфигурации обеспечивается главным редуктором на соосные 19-20 НВ, но и газа для турбины 29 КТВД с выносным вентилятором 31 посредством газопровода 38 и S-образного при виде сбоку канала 36 подвода газа к турбине 29 КТВД от работающих ТВаД, отключенных от системы трансмиссии привода НВ 19-20. Мощность при горизонтальном скоростном полете в самолетной конфигурации от КТВД передается толкающим 12-13 винтам в ЗКК 14 и через муфту сцепления 34 выносному вентилятору 31 в кольцевом обтекателе 32 через планетарный редуктор 30 посредством крестообразного в плане редуктора 33 и соответствующих соединительных валов.
Управление турбовинтовентиляторным СГВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы 19-20 НВ и отклонением рулевых поверхностей: рулей направления 9 и высоты 15-18. При крейсерском полете подъемная сила создается КОС 2 и ЗСК 3 в системе ХОС и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 19 и 20, остановленных соответственно над фюзеляжем 1 и под обтекателем 5 ЗСК 2 системы КЗК (см. фиг. 1a), горизонтальная тяга - толкающими винтами 12-13 в ЗКК 14, на режиме висения только соосными НВ 19-20, на режиме перехода - крыльями 2-3 и с НВ 19-20. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) в переднем КОС 2 и ЗСК 3 их закрылки 4 синхронно отклоняются на максимальные их углы (см. фиг. 1б). После создания подъемной тяги соосными 19-20 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета с использованием только толкающих винтов 12-13 ДРС-Х2, при водимых КТВД при отключенном вентиляторе 31 в обтекателе 32 от привода КТВД муфтой сцепления 34 (см. рис. 1б). При этом однолопастные 19-20 НВ имеют взаимно противоположное их вращение между винтами в соосной группе (см. фиг. 10. Развитые рули высоты 15-18 отклоняется от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° при взлетных и посадочных режимах полета соответственно при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета.
При висении на вертолетных режимах полета СГВС путевое управление осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 19 и нижнего 20 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление осуществляется предварительным синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты верхних 15, 17 с нижними 16, 18 и левых 15-16 с правыми 17-18 на выходе ЗКК 14, обеспечивающими соответствующую балансировку при их обдувке толкающими винтами 12-13 с последующим соответствующим изменении их шага.
После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация КОС 2, ЗСК 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 19-20 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются перпендикулярно от плоскости симметрии (см. фиг. 1б) и затем создается совместная маршевая тяга толкающими винтами 12-13 в ЗКК 14 и вентилятором 31 в обтекателе 32 (см. рис. 1б) и производится скоростной полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 9 межбалочного киля 8. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 15-18 соответственно верхних с нижними и левых с правыми на ЗКК 14.
Таким образом, турбовинтовентиляторный СГВС с двухвинтовыми ДРС-Х2 и ДСНС-Х2, имеющими толкающие винты в ЗКК с выносным вентилятором кормового КТВД и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены над фюзеляжем и под обтекателем КОС системы ХОС, представляет собой высокоскоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев НВ относительно продольной оси. Флюгерно-реверсивные винты в ЗКК совместно с вентилятором КТВД, создающие горизонтальную и маршевую тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты при вертолетных и самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Система ХОС с КОС и ЗСК, создавая за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия системы ХОС совместно с лопастями-крыльями в производстве подъемной силы, позволит наравне с высокой тяговооруженностью СУ реализовать возможность выполнения технологии ВВП и КВП при взлетно-посадочных режимах полета и, особенно, палубных СГВС с комбинированной СУ, которая обладает наименьшей массой, особенно с газодинамическим приводом вентилятора КТВД от основных ТВаД. Однако комбинированная СУ данной схемы имеет повышенный по сравнению с дизельной СУ расход топлива. Поэтому такая СУ может рассматриваться в качестве альтернативной только для палубных СГВС небольшой продолжительности времени полета.
Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения СГВС, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции соосных НВ и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП и зависания при их работе в синхронно-сбалансированной и симметричной ДСНС-Х2 однолопастных НВ, которые весьма перспективны в качестве останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, что исключит наличие узлов переворота лопастей (для организации симметричных поверхностей крыла относительно продольной оси) или весьма конструктивно сложных систем их складывания и уборки НВ. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ТДД позволит добиться снижения расхода топлива более чем на половину в сравнении со скоростными вертолетами двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky, что немаловажно для коммерческих СГВС (см. табл. 1).