БЕСПИЛОТНЫЙ РЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ-ВЕРТОЛЕТ
UNMANNED JET-HELICOPTER

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции беспилотных реактивных самолетов-вертолетов, имеющих два двухлопастных несущих винта (ДНВ) и два выносных соосных вентилятора (ВСВ) в кольцевом обтекателе, размещенном в кормовом отсеке фюзеляжа, направляющим поток сжатого воздуха в боковые поворотные сопла (БПС), создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную силу совместно с соосными ДНВ или маршевую тягу от левого и правого БПС, изменяющих вектор реактивной их тяги вертикально/наклонно вниз при выполнении ВВП/КВП или назад параллельно оси симметрии с работающими/авторотирующими ДНВ или зафиксированными лопастями-крыльями ДНВ наружу от оси симметрии и над консолями крыла при горизонтальном полете в конфигурации соответственно винтокрыла/автожира или самолета.
Известен самолет вертикального взлета и посадки модели (СВВП) DO.31 компании Dornier (ФРГ), имеющий высокорасположенное крыло, на концах которого смонтированы гондолы с подъемными турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД), создающими вертикальную тягу наравне с подкрыльными подъемно-маршевыми ТРДД, имеющими отклоняемые вниз-вверх боковые поворотные сопла, изменяющие вектор реактивной тяги каждого ТРДД, хвостовое крестообразное оперение.
Признаки, совпадающие - комбинированная силовая установка имеет два подъемно-маршевых ТРДД компании Бристоль Сиддли мод. BS.53 "Пегас" 5-2 с тягой по 7000 кгс, установленных в гондолах под крылом. Гондолы ТРДД имеют воздухозаборники осевые нерегулируемые и с каждой их стороны по две пары поворотных сопла с управляемым вектором тяги, которые поворачиваются в вертикальной плоскости для направления выходящей из ТРДД струи газов назад параллельно оси СВВП при горизонтальном полете или вниз при выполнении ВВП. Подъемные ТРДД компании Роллс-Ройс мод. RB. 162-4 тягой по 2000 кгс, установленные по четыре в двух гондолах, имеют общие воздухозаборники с открывающимися их створками, снабжены соплами с дефлекторами, отклоняющими поток газов на 15° вперед или назад.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подкрыльное расположение ТРДД с их боковыми соплами, изменяющими вектор реактивной их тяги, предопределяет наличие с каждой стороны гондолы их обтекателей и сложной системы синхронного отклонения вниз-вверх потока струи газов каждого ТРДД, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что сопла подъемных ТРДД на концах крыла с увеличением угла его атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания подъемными ТРДД и поворотными соплами подъемно-маршевых ТРДД необходимой подъемной силы, что снижает надежность и поперечную управляемость. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная раздельная система создания вертикальной тяги и поперечно-продольной управляемости (подъемные ТРДД и боковые сопла ТРДД), что неизбежно ведет к утяжелению, увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные ТРДД, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Все это ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета соответственно более 644 км/ч и 681 км, а использование подъемных ТРДД при выполнении ВВП и зависания приводит к увеличению показателей топливной эффективности до 204,38 г/пасс⋅км при целевой нагрузке (ЦН), составляющей 44 человека.
Известен СВВП проекта HS.803 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий низко-расположенное крыло, силовую установку с реактивными двигателями на концах и по бокам фюзеляжа и двигателями на концах крыла в мотогондолах, снабженных над ними пилонами с несущими винтами (НВ), имеет Т-образное хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие - наличие подкрыльных обтекателей с НВ, создающими только вертикальную тягу, струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности двух двигателей, имеющих газогенераторы, воздух которых, направляясь к воздушным турбинам, будет вращать НВ. Особенностью конструкции коммерческого СВВП проекта HS.803 с пассажировместимостью 100 человек и дальностью действия до 931 км были - концепция Control Circulation Rotors (CCR), т.е. роторы с регулируемой циркуляцией и неподвижное размещение под крылом двигателей: при переходе в самолетный режим полета останавливались только трехлопастные НВ, имеющие узлы складывания и фиксирования их лопастей, которые располагались параллельно оси симметрии.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на концах крыла подкрыльных обтекателей с воздушными турбинами и НВ, имеющими автоматы перекосов с управлением их общего, циклического и дифференциального изменения их шага, что предопределяет конструктивно сложное стреловидное крыло с воздуховодами, оснащенное сложной системой привода НВ и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по ширине с вращающимися НВ. Вторая - это то, что диаметры двух НВ ограничены размахом консолей крыла и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (≈ 18%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги НВ и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что силовая установка включает двигатели избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 50%, что весьма снижает весовую отдачу, особенно, при отказе одного из них, а расположение на концах крыла НВ с зафиксированными их лопастями предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении крейсерской скорости только до 695,0 км/ч. Все это ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера и дальнейшего увеличения весовой отдачи, особенно, при удвоении тяговооруженности и без дальнейшего увеличения диаметра НВ, но и улучшения стабильности продольной управлявмости при выполнении ВВП и зависания с Т-образным хвостовым оперением.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по ярусной технологии Х3 с расположением на концах крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта (НВ), имеет двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы соответственно на НВ и тянущие винты, создающие управление по курсу с компенсацией крутящего момента и маршевую тягу, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с., более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС155 с рядом агрегатов от ЕС175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 430 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС155 на 30%.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над прямым крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Кроме того, отсутствие над несущим винтом верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность безопасного использования средств спасения на парашюте без соприкосновения его строп с лопастями несущего винта. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном гибридном вертолете "Eurocopter Х3" увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения управления по тангажу и крену при висении и на переходных режимах полета, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса в конфигурации автожира с авторутирующими НВ и возможности трансформации в полетную конфигурацию реактивного самолета с зафиксированными над крылом лопастями-крыльями соосных двухлопастных НВ.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного гибридного вертолета "Eurocopter Х3", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя газотурбинными двигателями (ГТД), установленными бок о бок по обе стороны от оси симметрии в надфюзеляжных гондолах попарно спереди или сзади пилона или побортно в боковых гондолах фюзеляжа, вынесенных вперед от пилона двухвинтовых НВ (ДНВ) над вихре образующими, интегрированными с консолями крыла наплывами, передние из которых имеют угол большей стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивают на больших углах атаки его несущую способность, образуя при виде сверху V-образную конфигурацию, распространяющуюся от передней кромки крыла и вдоль носовой части фюзеляжа к ее обтекателю, и оснащенными соответствующим выводом валов от их турбин или через угловые редукторы для боковых ГТД для отбора мощности через муфты сцепления на входные два вала главного редуктора ДНВ, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) и, по меньшей мере, двух выносных соосных или двух однорядных вентиляторов (ВСВ или ВОВ), имеющих противоположное их вращение и лопатки с большой их круткой, установленных в верхнем кормовом одном или двух отсеках фюзеляжа, каждый из которых размещен по оси симметрии, снабжен надфюзеляжным воздухозаборником с автоматической верхней продольной створкой для свободного доступа воздуха в один или два вертикальных кольцевых обтекателя (ВКО) и выхода потока сжатого воздуха снизу из каждого по поперечным воздухоотводящим каналам в два левое и правое или в два левых и два правых боковых поворотных сопла (БПС), создающих в соответствующей подъемно-маршевой системе холодной реактивной струи (XPC-R2 или XPC-R4) реактивную тягу синхронно вертикально вниз и после их одновременного поворота в вертикальной плоскости - горизонтально назад, размещенных в соответствующих боковых фюзеляжных обтекателях, используются совместно с парой соосных ДНВ, смонтированных в ДСНС-Х2 на вертикальном пилоне, создавая подъемную и подъемно-маршевую или маршевую тягу, соответственно при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном полете, так и парой стреловидных килей с верхними меньшими и нижними большими или с верхними большими и нижними меньшими их частями, размещенными вовнутрь к и наружу от плоскости симметрии соответственно над и под или под и над неподвижным стреловидным стабилизатором (НСС) и на концах его консолей, смонтированных положительным углом (ϕ) поперечного V по внешним бортам хвостовой балки, но и низко расположенным крылом прямой или обратной стреловидности (НКПС или НКОС), установленным с положительным углом (ϕ) поперечного V, имеющим соответствующий угол χ=+18° или χ=-18° стреловидности по передней кромке, размах в  или  раза больше диметра (D) ДНВ, развитые закрылки в его наплывах, задняя кромка которых в плане размещена параллельно только скосам плоских соплам боковых гондол, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии короткого и вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета при максимальном или нормальном взлетном его весе в соответствующий скоростной крылатый автожир для продолжительного полета или самолет с реактивными БПС соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда в симметрично-синхронной ДСНС-Х2 соосные ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их верхние и нижние лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей НКПС/НКОС или по оси симметрии, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на угол 90° в горизонтальной плоскости наружу от оси симметрии лопастей-крыльев ДНВ так, что они фиксируются с прямой/обратной или нулевой стреловидностью по передним кромкам ДЛК ДНВ, образуя с НКПС/НКОС равновеликую стреловидность χ=+18°/χ=-18° или χ=0°, организуют симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке НКПС/НКОС для горизонтального полета в конфигурации самолета с XPC-R2/XPC-R4 и системой бипланных разноуровневых крыльев (СБРК), преобразующей большое удлинение НКПС/НКОС с λ=11,5-13,5 до удлинения λ=8,0-9,0 СБРК, имеющей при виде спереди зафиксированные верхние и нижние ДЛК ДНВ соответственно над левой и правой консолями НКПС/НКОС, но и обратно, при этом каждое реактивное БПС, имеющее Г-образную его конфигурацию при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнено с управлением вектора тяги (УВТ), причем реактивные БПС смонтированы сзади по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения вертикальной реактивной их тяги в системе XPC-R2 или результирующей от XPC-R4 и подъемной силы от ДНВ в ДСНС-Х2, при этом главный в ДСНС-Х2 редуктор ДНВ, размещенный спереди от центра масс, снабжен по оси симметрии выходными продольными соосными валами или задним валом, которые в системах XPC-R4 или XPC-R2 вращательно связаны с угловыми редукторами двух тандемных ВОВ или кормовым соосным редуктором двух ВСВ, которые имеют вертикальные выходные или соосные валы, направленные в одну сторону только вверх, только вниз или только вверх, только вниз или в противоположные стороны вверх и вниз, приводящие соответствующие два ВОВ или два ВСВ в соответствующих ВКО.
Кроме того, высокорасположенная хвостовая балка, имеющая по всей ширине фюзеляжа эллипсовидное по горизонтали плоское поперечное сечение с вогнутой нижней его поверхностью до ее хвостового обтекателя и плавно образованной от надфюзеляжного обтекателя ВСВ или обтекателей ВОВ в XPC-R2 или XPC-R4, при этом на режимах ВВП и зависания каждый ГТД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе 70% или 75% свободной его мощности на привод упомянутых ДНВ, так и при сбалансированном распределении 30% или 25% остаточной мощности на привод двух упомянутых ВСВ или ВОВ, создающих в ВКО поток сжатого воздуха, распределяемого между соответствующими реактивными БПС, имеющими в каждой их паре поперечный вал с гидроприводом для их одновременного отклонения двух или четырех БПС в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 100° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности упомянутый средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность от упомянутых надфюзеляжных или боковых ГТД на один только передний, только задний или центральный объединительный Т-образный в плане редуктор, продольный вдоль оси симметрии выходной вал которого приводит упомянутый главный редуктор, при этом прямой и обратной стреловидности передняя кромка каждого бокового воздухозаборника ГТД как левого и правого только этих двигателей, размещена в плане параллельно соответственно задней и передней кромкам наплывов НКПС/НКОС, так и левого и правого только боковых двигателей размещена при виде сбоку параллельно соответственно передней кромке верхней и нижней частей киля НСС, причем на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДСНС-Х2 и изменение балансировки по курсу от работающих ДНВ, выполненных без автомата перекоса и с жестким креплением их лопастей, обеспечивается соответственно дифференциальным изменением тяги двух ДНВ и противоположным направлением вращения верхнего и нижнего ДНВ, только, по часовой и против часовой стрелки, причем при выполнении ВВП и зависания упомянутые реактивные БПС с УВТ для изменения балансировки по тангажу и крену соответственно выполнены с возможностью синфазного и дифференциального их синхронного ускоренного отклонения вперед/назад от вертикальной оси БПС на углы ±10°, при этом главный редуктор ДНВ имеет в колонке соосных валов внутренний телескопический вал, а сама колонка- отклонена назад по полету от вертикали на угол, равновеликий или равен 1/2 величине угла (ϕ) поперечного V упомянутого НКПС/НКОС, причем набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают соответственно передние кромки наступающих лопастей упомянутых соосных ДНВ и зафиксированных их упомянутых ДЛК, при этом спереди и сзади на нижних законцовках упомянутых частей каждого киля имеются соответствующие видеокамеры и ИК-излучатели, а в наплывах НКПС/НКОС - отсеки вооружения с выдвижными пусковыми устройствами.
-1
-1
Кроме того, для высокоскоростного горизонтального полета в конфигурации самолета, достигая маршевой его тяговоуроженности до 0,22-0,37, используется 36%-72% мощности от двух ГТД только на привод упомянутых ВСВ с отключенными ДНВ от привода, при этом ДНВ в симметрично-сбалансированной несущей и синхронно авторотирующуей системе, включающей в главном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую выходные соосные валы для ДНВ, каждый из которых создает по два потока: первый - основной с выдачей соответствующей мощности от двигателей СУ и созданием подъемной силы от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации крылатого автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую соответствующий ДНВ от двигателей СУ, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 300 мин или 100 мин, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы НКПС/НКОС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к соответствующему 2,75-кратному сокращению общего сопротивления профиля лопастей ДНВ и возможности для режимов крейсерского полета расчета НКПС/НКОС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы НКПС/НКОС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.
-1
-1
Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить беспилотный реактивный самолет-вертолет (БРСВ), который в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя газотурбинными двигателями (ГТД), установленными бок о бок по обе стороны от оси симметрии в надфюзеляжных гондолах попарно спереди или сзади пилона или побортно в боковых гондолах фюзеляжа, вынесенных вперед от пилона двухвинтовых НВ (ДНВ) над вихре образующими, интегрированными с консолями крыла наплывами, передние из которых имеют угол большей стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивают на больших углах атаки его несущую способность, образуя при виде сверху V-образную конфигурацию, распространяющуюся от передней кромки крыла и вдоль носовой части фюзеляжа к ее обтекателю, и оснащенными соответствующим выводом валов от их турбин или через угловые редукторы для боковых ГТД для отбора мощности через муфты сцепления на входные два вала главного редуктора ДНВ, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) и, по меньшей мере, двух выносных соосных или двух однорядных вентиляторов (ВСВ или ВОВ), имеющих противоположное их вращение и лопатки с большой их круткой, установленных в верхнем кормовом одном или двух отсеках фюзеляжа, каждый из которых размещен по оси симметрии, снабжен надфюзеляжным воздухозаборником с автоматической верхней продольной створкой для свободного доступа воздуха в один или два вертикальных кольцевых обтекателя (ВКО) и выхода потока сжатого воздуха снизу из каждого по поперечным воздухоотводящим каналам в два левое и правое или в два левых и два правых боковых поворотных сопла (БПС), создающих в соответствующей подъемно-маршевой системе холодной реактивной струи (XPC-R2 или XPC-R4) реактивную тягу синхронно вертикально вниз и после их одновременного поворота в вертикальной плоскости - горизонтально назад, размещенных в соответствующих боковых фюзеляжных обтекателях, используются совместно с парой соосных ДНВ, смонтированных в ДСНС-Х2 на вертикальном пилоне, создавая подъемную и подъемно-маршевую или маршевую тягу, соответственно при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном полете, так и парой стреловидных килей с верхними меньшими и нижними большими или с верхними большими и нижними меньшими их частями, размещенными вовнутрь к и наружу от плоскости симметрии соответственно над и под или под и над неподвижным стреловидным стабилизатором (НСС) и на концах его консолей, смонтированных положительным углом (ϕ) поперечного V по внешним бортам хвостовой балки, но и низко расположенным крылом прямой или обратной стреловидности (НКПС или НКОС), установленным с положительным углом (ϕ) поперечного V, имеющим соответствующий угол χ=+18° или χ=-18° стреловидности по передней кромке, размах в  или  раза больше диметра (D) ДНВ, развитые закрылки в его наплывах, задняя кромка которых в плане размещена параллельно только скосам плоских соплам боковых гондол, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии короткого и вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета при максимальном или нормальном взлетном его весе в соответствующий скоростной крылатый автожир для продолжительного полета или самолет с реактивными БПС соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда в симметрично-синхронной ДСНС-Х2 соосные ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их верхние и нижние лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей НКПС/НКОС или по оси симметрии, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на угол 90° в горизонтальной плоскости наружу от оси симметрии лопастей-крыльев ДНВ так, что они фиксируются с прямой/обратной или нулевой стреловидностью по передним кромкам ДЛК ДНВ, образуя с НКПС/НКОС равновеликую стреловидность χ=+18°/χ=-18° или χ=0°, организуют симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке НКПС/НКОС для горизонтального полета в конфигурации самолета с XPC-R2/XPC-R4 и системой бипланных разноуровневых крыльев (СБРК), преобразующей большое удлинение НКПС/НКОС с λ=11,5-13,5 до удлинения λ=8,0-9,0 СБРК, имеющей при виде спереди зафиксированные верхние и нижние ДЛК ДНВ соответственно над левой и правой консолями НКПС/НКОС, но и обратно, при этом каждое реактивное БПС, имеющее Г-образную его конфигурацию при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнено с управлением вектора тяги (УВТ), причем реактивные БПС смонтированы сзади по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения вертикальной реактивной их тяги в системе XPC-R2 или результирующей от XPC-R4 и подъемной силы от ДНВ в ДСНС-Х2, при этом главный в ДСНС-Х2 редуктор ДНВ, размещенный спереди от центра масс, снабжен по оси симметрии выходными продольными соосными валами или задним валом, которые в системах XPC-R4 или XPC-R2 вращательно связаны с угловыми редукторами двух тандемных ВОВ или кормовым соосным редуктором двух ВСВ, которые имеют вертикальные выходные или соосные валы, направленные в одну сторону только вверх, только вниз или только вверх, только вниз или в противоположные стороны вверх и вниз, приводящие соответствующие два ВОВ или два ВСВ в соответствующих ВКО. Все это позволит увеличить показатели аэродинамических и структурных преимуществ интегральной схемы, включающей смешанное крыло с вихре образующими развитыми наплывами, имеющими угол стреловидности и атаки отличными от НКПС/НКОС, увеличивающими на больших углах атаки несущую его способность. В крейсерском полете вихре образующий наплыв, имея нулевой угол атаки, исключает тем самым дополнительное сопротивление, но и организует над его консолями симметрично-сбалансированную соответственно синхронно авторотирующую и несущую системы, первая из которых в конфигурации автожира включает многоскоростную автоматическую коробку передач, управляющую как снижением скорости вращения ДНВ до 300 мин или 100 мин так и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления двух соосных широкохордовых ДНВ на 12-15% от общего сопротивления БРСВ и возможности расчета его НКПС/НКОС на крейсерский полет с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения многоцелевого БРСВ с НКПС, интегрированным с вихре образующими его наплывами, Н-образным оперением, и в боковых гондолах двумя ГТД, приводящими ДНВ в ДСНС-Х2 и ВСВ в XPC-R2 с реактивными БПС, имеющими фюзеляжные обтекатели, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):
а) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с НКПС, двумя ГТД, приводящими через систему трансмиссии соосные ДНВ в ДСНС-Х2 и ВСВ в XPC-R2, и отклоненными реактивными БПС вниз на угол 45° в ВКО с подъемно-маршевыми ВСВ;
б) в полетной конфигурации вертолета с НКПС и его стреловидностью χ=+18°, широкохордовыми ДНВ, вращающимися над консолями НКПС при вертикальном размещении вниз двух реактивных БПС, повышающих подъемную силу соосных ДНВ, лопасти которых показаны пунктиром и с условным размещением зафиксированных лопастей ДНВ со стреловидностью χ=+18° над консолями НКПС;
в) в полетной конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета с НКПС, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая авторотирующими ДНВ или зафиксированными их ДЛК, и реактивными БПС, создающими маршевую тягу скоростного или высокоскоростного полета с условным размещением пунктиром левых и правых зафиксированных лопастей ДНВ.
Многоцелевой БРСВ палубного или без аэродромного базирования, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДСНС-Х2 и двумя ВСВ с БПС в XPC-R2, имеет в интегральной аэродинамической схеме планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий как НКПС 2 со стреловидностью χ=+18°, вихре образующими наплывами 3, внутренними развитыми закрылками 4, внешними закрылками 5 и элеронами 6, так и Н-образное оперение с килями 7 и рулями направления 8, смонтированные на концах НСС 9 с рулями высоты 10 и имеющие спереди и сзади на нижних законцовках меньших их частей видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12. Внешние консоли НКПС 2 выполнены (для палубного БРСВ) складывающимися вверх, имеют стреловидность χ=+18°, смонтированы с положительным углом поперечного V, имеют от передней и задней кромок соответствующие корневые наплывы 3 и 13, последние из которых имеют заднюю кромку, размещенную в плане параллельно скошенной кромке 14 сопла каждой боковой гондолы 15 с ромбовидными при виде спереди боковыми воздухозаборниками соответствующего ГТД (на фиг. 1 не показано) и имеющими передние кромки 16, которые при виде сбоку и сверху параллельно размещены соответственно передней кромке нижних и нижних частей килей 7 и задней и передней кромке наплывов 13 и 3. Консоли НСС 9 смонтированы с положительным углом поперечного V по внешним бортам хвостовой балки 17. На вертикальном пилоны 18 с верхним 19 и нижним 20 ДНВ, имеющими для полной компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение, только, соответственно по часовой и против часовой стрелки, и выполнены без автоматов перекоса с жестким креплением их лопастей, а в колонке соосных валов внутренний вал выполнен телескопическим (на фиг. 1в телескопический вал показан в нижнем положении условно пунктиром). Два ВСВ, имеющих противоположное их вращение и лопатки 21 с большой их круткой, установлены в верхнем кормовом отсеке фюзеляжа 1, размещенном по оси симметрии, снабженном надфюзеляжным воздухозаборником 22 с автоматической верхней продольной створкой 23 для свободного доступа воздуха в один ВКО 24 и выхода потока сжатого воздуха снизу из каждого по поперечным воздухоотводящим каналам 25 левое 26 и правое 27 БПС с их фюзеляжными обтекателями 28. Комбинированная СУ выполнена с отбором мощности от двух ГТД и возможностью передачи мощности от их объединяющего Т-образного в плане редуктора (на фиг. 1 не показаны) на главный соосный редуктор, который плавно ее перераспределяет между двумя ДНВ 19-20 в ДСНС-Х2 и двумя ВСВ 21 в XPC-R2 с реактивными БПС 26-27 соответственно 70% и 30% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП и зависания.
Управление БРСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага ДНВ 19-20 и отклонением элеронов 6, рулей направления 8 и высоты 10. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 19-20 с НКПС 2 или НКПС 2 с зафиксированными ДЛК 19-20 ДНВ (см. фиг. 1б) в ССК, маршевая реактивная тяга - системой XPC-R2 через реактивные БПС 26-27 при горизонтальном их размещении, на режиме перехода - НКПС 2 с ДНВ 19-20 и БПС 26-27 с управлением вектором тяги (УВТ). После создания подъемной тяги ДНВ 19-20 в ДСНС-Х2 и БПС 26-27 в XPC-R2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при отклонении БПС 26-27 под углом 45° к горизонтали (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания реактивные БПС 26-27 с УВТ для изменения балансировки по тангажу и крену выполнены с возможностью синфазного и дифференциального их синхронного и ускоренного отклонения вперед/назад от вертикальной оси БПС 26-27 на углы ±10°. При этом управление по курсу обеспечивается дифференциальным изменением тяги верхнего 19 и нижнего 20 ДНВ в ДСНС-Х2.
=
После вертикального взлета и набора высоты и для перехода на самолетный режим полета ДНВ 19-20 синхронно останавливаются так, что их лопасти предварительно размещены при виде сверху перпендикулярно передней кромке НКПС 2 или параллельно оси симметрии и снабжены автоматическими узлами складывания их лопастей, которые затем синхронно поворачивают наружу от оси симметрии лопасти-крылья ДНВ 19-20 на угол 90° так, что их ДЛК зафиксированы с прямой или нулевой стреловидностью по передним их кромкам, образуя равновеликую стреловидность χ=+18° с НКПС или χ0° в СБРК (см. фиг. 1в). При создании реактивной тяги двумя БПС 26-27 с УВТ производится высокоскоростной крейсерский полет БРСВ, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 8. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 10 НСС 9 и элеронов 6 НКПС 2.
Таким образом, многоцелевой БРСВ с двухдвигательной СУ и XPC-R2, имеющий для создания вертикальной или горизонтальной тяги два ВСВ с реактивными БПС и УВТ, но и подъемной тяги и силы в ДСНС-Х2 с работающими ДНВ и зафиксированными их ДЛК, представляет собой конвертоплан с НКПС и Н-образным оперением, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы ДНВ. При широком использовании в СУ БРСВ высотных ГТД и, особенно, имеющиеся конструкции турбин ТРДД в ВСВ и узлов поворота сопел с ТРДД мод. Р-28-300В в реактивных БПС позволит весьма сократить сроки их освоения.
Несомненно, с течением времени широкое использование концепции ДСНС-Х2 совместно с XPC-R2 с двумя ВСВ и его реактивными БПС позволит добиться повышения скорости и дальности полета палубного БРСВ в сравнении с палубным конвертопланом модели V-22 «Osprey», что немаловажно для без аэродромного базирования освоения и высокоскоростного реактивного самолета-вертолета (ВРСВ), снабженного в СУ двумя вертолетными ГТД модели ТВ7-117В мощностью по 2800 л.с.
Использование последних, особенно, в многоцелевом ВРСВ-3,4 позволит при взлетном его весе 12,32 тонны и удельной нагрузке на мощность 2,2 кг/л.с. увеличить при выполнении ВВП в 1,41 раза целевую нагрузку (ЦН) в сравнении с конвертопланом V-22 Osprey (его ЦН=2,4 тонны), повысить в 3,33 раза топливную эффективность (до 28,56/28,49 г/пас⋅км), но и достичь дальности полета до 2100 или 4158 км соответственно со скоростью 540 км/ч или 700 км/ч при крейсерском полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета с зафиксированными ДЛК его ДНВ.