МНОГОВИНТОВОЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЭЛЕКТРОКОНВЕРТОПЛАН
MULTI-ROTOR UNMANNED ELECTROCONVERTIBLE AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многовинтовых беспилотных электроконвертопланов с расположением одной, двух или трех пар трехвинтовых модулей, смонтированных на концах поворотных консолей одного, двух или трех тандемных крыльев, выполненных по системе распределенной тяги разновеликих винтов, имеющих по два меньших винта, расположенных вокруг большего во внешних и внутренних его квадрантах, обеспечивающих возможность выполнения вертикального или короткого взлета и посадки (ВВП или КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).
Известен беспилотный конвертоплан модели “Eagle Eye” компаний “Bell” и “Scaled Composites” (США), представляющий собой моноплан со среднерасположенным крылом и на концах его консолей смонтированы редукторы с винтами, установленными в поворотных гондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, имеющий в центре фюзеляжа двигатель и главный редуктор с синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла, двухкилевое оперение и убирающееся в носовой и кормовой отсеки фюзеляжа шасси велосипедной схемы со вспомогательными колесами на концах поворотных гондол.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных гондол с тянущими винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, систему трансмиссии с синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности силовой установки между поворотными винтами, шасси велосипедной схемы со вспомогательными колесами на концах поворотных гондол.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах крыла поворотных гондол с редукторами и винтами, имеющими автоматы перекосов с управлением их общего, циклического и дифференциального изменения их шага, что предопределяет конструктивно сложное прямое крыло обратной стреловидности, оснащенное сложной системой поворота винтов и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что диаметры двух винтов ограничены размахом консолей крыла и как, следствие, при висении поток от винтов, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (почти 23%) 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 винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что силовая установка включает один двигатель и, тем самым, снижает надежность крейсерского полета при его отказе, а расположение на концах крыла поворотных мотогондол с газотурбинными двигателями, имеющими выхлопные патрубки на конце поворотных мотогондол, создавая эффект спутной струи усложняет управление по крену и курсу при выполнении ВВП и полете вблизи земли. Четвертая - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота гондол, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот беспилотный конвертоплан не может, так как радиус его поворотных винтов гораздо больше высоты установки гондол на концах крыла и тем более шасси велосипедной схемы имеет вспомогательные колеса на концах гондол, которые могут использоваться только при выполнении технологии ВВП, что также исключает возможность выполнения КВП. Все это ограничивает возможность как уменьшения массы конструкции планера, так и дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи, особенно, при удвоении тяговооруженности и без дальнейшего увеличения диаметра поворотных винтов, а также улучшения показателей наработки на отказ и безотказности.
Известен полномасштабный беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) “Project Zero” фирмы Agusta Westland (Италия/Англия) [1], содержащий моноплан со среднерасположенным крылом, имеющим с концевыми крылышками внешние съемные его части от кольцевых консолей крыла, внутри последних смонтированы электромоторы с винтами, установленными в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления и аккумуляторы, двухкилевое V-образное оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой опорой.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных мотогондол с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота мотогондол с винтами от 0° до +97,5°, содержит систему управления, равномерно распределяющую зарядку аккумуляторов полномасштабного БЭКП между поворотными электромоторами с тянущими винтами, обеспечивающими скорость до 500 км/ч и высоту полета до 7500 м, двухкилевое V-образное хвостовое оперение и трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной опорой. Для зарядки аккумуляторов воздушные винты при его нахождении на земле могут выставляться в “наклонном” положении, играя роль ветряков электрогенераторов.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение в кольцевых консолях крыла поворотных мотогондол с электромоторами и винтами предопределяет конструктивно сложное крыло необычной формы, оснащенное сложной механизацией и рулевыми поверхностями крыла - элевонами, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры двух тянущих винтов ограничены размахом кольцевых консолей крыла и, как следствие, ограничивает вертикальную тяговооруженность, а возможность короткого взлета и посадки с отклоненными вверх тянущими винтами на угол 45° при обеспечении угла опрокидывания φ=15° предопределяет удлинение высоты стоек шасси на 10…12%. Третья - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота мотогондол с винтами, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот двухвинтовой БЭКП не может, так как радиус его тянущих винтов гораздо больше высоты установки мотогондол внутри кольцевых консолей крыла, что значительно уменьшает безопасность и сложность продольного и поперечного управления с V-образным хвостовым оперением, особенно, на переходных режимах полета, когда у такого крыла вектор его тяги не уравновешивается. Недостатком является также неразвитое хвостовое оперение, отсюда плохая и путевая устойчивость и, особенно, при отказе одного из электромоторов при асимметрии тяги. Кроме того, электрические двигатели с постоянными магнитами имеют воздушное охлаждение, а источником их энергии является пакет литиево-ионных аккумуляторных батарей с плотностью энергии 0,2 кВт/кг. Если взлетная масса полномасштабного демонстратора “Project Zero” сопоставима с массой, например, вертолета MD-500 (около 1230 кг), то анализ показывает, что масса узлов и компонентов, которые могут быть заменены электрическими устройствами (двигатель, трансмиссия, системы силовой установки (СУ), топливная система и др.) составляет 27…40% от взлетной его массы. Поэтому, если ожидаемое время полета такого БЭКП может составлять порядка 20…25 минут, то только двухрежимная гибридная СУ, в которой используется совместный привод несущих винтов от газотурбинных двигателей и электродвигателей с генераторным источником питания и аккумуляторными батареями, используемыми в качестве аварийного источника питания (для посадки при отказах) может обеспечить достижение продолжительности полета 2…3 часа. Все это ограничивает возможность дальнейшего увеличения взлетного веса и весовой отдачи при повышении тяговооруженности полностью электрического тяжелого БЭКП. Поэтому, при полной электрификации СУ даже среднетяжелого БЭКП (с взлетной массой 1230 кг) с использованием в качестве источника энергии аккумуляторов с удельной массой в 4 раза меньшей нынешней 9 кг/кВт·ч при заданном времени полета 2…3 часа создание данного полномасштабного БЭКП осуществить не возможно, а с удельными характеристиками параллельно-последовательной гибридной СУ его масса уменьшится примерно на 27…40% по сравнению с традиционной схемой и его полномасштабная электрическая модель может быть освоена. Кроме того, современные технологии позволяют обеспечить следующие величины удельной массы электрических устройств как для электропривода (электродвигатель с блоком управления) до 0,32 кг/кВт (при мощности более 250 кВт), так и для электрогенератора до 0,23 кг/кВт, например, газотурбинный двигатель с обратимым электромотором-генератором при мощности более 300 кВт. Поэтому, только многодвигательные параллельно-последовательные гибридные СУ могут обеспечить выполнение заданного времени полета 3…5 часов и создание многовинтового БЭКП тяжелого класса.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конвертоплан “Хиллер 1045” (США) [2 стр.173], содержащий планер из композитных материалов с высокорасположенным крылом, в середине поворотных консолей которого смонтированы под крылом в мотогондолах двигатели с редукторами и винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, синхронизирующую Т-образную в плане систему валов трансмиссии, связывающую между собой два двигателя и их с рулевыми винтами, смонтированными за Т-образным оперением на конце удлиненной балки, трехстоечное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными опорами, убираемыми в носовой и бортовые отсеки.
Признаки, совпадающие - наличие на цельноповоротных консолях под крылом мотогондол с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением совместно с консолями крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота консолей крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, имеющее два главных больших винта и два меньших кормовых рулевых соосных винта для продольного управления. Все винты без автоматов перекосов с управлением их общего и дифференциального изменения шага, но и вращательно связаны посредством Т-образной в плане синхронизирующей системы соединительных валов трансмиссии.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные элементы крыла с винтами с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что рулевые соосные винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильностью управления и значительно увеличивает опасность, создаваемую рулевыми винтами для наземного персонала на вертолетных режимах полета. Все это весьма усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и ограничивает возможность увеличения взлетного веса и повышения весовой отдачи, особенно, при удвоении тяговооруженности и без дальнейшего увеличения диаметра винтов.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше конвертоплане “Хиллер 1045” увеличения взлетного веса и повышения весовой отдачи, транспортной и топливной эффективности, упрощения конструкции и исключения главного редуктора с валами трансмиссии и киля с удлиненной балкой и рулевыми винтами, увеличения скорости, дальности и высоты полета, упрощения продольной управляемости при переходных маневрах, вертикальном взлете, посадке и висении и улучшения поперечной и путевой устойчивости, а также управляемости по крену и курсу.
мр
мр
2
3
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного конвертоплана “Хиллер 1045”, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что на концах поворотных внутренних секций крыла С-образной формы, имеющего положительный угол поперечного V и оснащенного двумя трехвинтовыми модулями, выполненными с возможностью работы при различных углах их отклонения в вертикальной плоскости, имеющими разновеликие винты, каждый левый и правый больший из которых, установленный в соответствующей гибридной мотогондоле с передним расположением силовой ее установки, снабженной на конце удобообтекаемой удлиненной задней ее части двумя меньшими винтами, размещенными вокруг большего винта за внешним и внутренним его квадрантами по системе распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с передним расположением электродвигателя, установленных вдоль средней линии на концах как верхней внутренней секции С-образного крыла, отклоненной вверх и назад от нижней основной его поверхности, так и нижней внешней секции с элероном, отклоненной относительно последней с наплывом вниз с отрицательным углом поперечного V и назад, отступя от передней кромки нижней основной поверхности крыла С-образной формы, снабженного снизу и сверху концевых его шайб соответствующими внешними и внутренними его секциями и образующего с цельноповоротным передним горизонтальным оперением и стабилизатором, имеющим от верхней его поверхности киль-шайбы, расположенные вовнутрь к плоскости симметрии, продольную схему триплана и снабжен возможностью изменения полетной его конфигурации с гибридного электровертолета с шестью флюгерно-реверсивными несущими винтами, размещенными в двух поперечных системах РТРВ-(Х1+2), имея при этом ярусное расположение тянущих винтов, обеспечивают вертикальный взлет, посадку и висение при полной компенсации реактивных крутящих моментов от всех несущих винтов, имеющих противоположное направление вращения между левым и правым большими винтами трехвинтовых модулей, а также между меньшими винтами как в каждой левой и правой их паре, так и в каждой передней и задней их паре, но и при одинаковом направлении вращения между несущими винтами в каждой диагональной группе меньших винтов, в полетную конфигурацию электросамолета, позволяющего достичь первой или второй крейсерской скорости полета с двух- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с одной или двумя парами винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, в каждом из которых больший или два меньших винта устанавливаются соответственно во флюгерное положение и последние из них, расположенные вокруг большего винта с межцентровым расстоянием от последнего, определяемым из соотношения: А=(R+r), м (где: А - межцентровое расстояние, R и r - радиусы большего и меньших винтов соответственно), но и обратно, при этом диаметры несущих винтов в каждом трехвинтовом модуле, определяемые из соотношения: , м (где: D и d - диаметры большего и меньших винтов соответственно), обеспечивают возможность создания при вертикальном взлете, посадке и висении управляющих моментов, необходимых для осуществления как поперечной управляемости, реализуемой при помощи увеличения угла установки лопастей левого большего винта с одной стороны от оси симметрии и уменьшения углов установки лопастей правого большего винта - с другой при одновременном автоматическом изменении тяги четырех несущих винтов меньшей группы, обеспечивающих без изменения тангажа управляемый момент крена, так и продольного управления, создаваемого при помощи дифференцированных изменений угла установки лопастей передней пары и задней пары меньших винтов, но и путевого управления - изменением угла установки лопастей в каждой диагональной группе меньших винтов, имеющих одинаковое направление вращения, как передний левый винт с задним винтом, так и задний левый с передним правым винтом и, следовательно, увеличивая мощность на двух несущих меньших винтах первой группы, имеющих при виде сверху направление вращение по часовой стрелке, и одновременно уменьшая на двух винтах второй группы, имеющих при этом противоположное направление - против часовой стрелки, обеспечивается полный момент рысканья без изменения тангажа, крена и вертикальной тяги всех несущих винтов, гибридная силовая установка (ГСУ), выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода, снабжена левыми и правыми внешними и левыми и правыми внутренними мотогондолами с электродвигателями, вращательно связанными с соответствующими винтами меньшей группы, но и двумя левой и правой гибридными мотогондолами, в каждой из которых наряду с большим винтом размещен обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ), вращательно связанные как с последним через муфту сцепления, так и с газотурбинным двигателем (ГТД), содержит систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели, ОЭМГ и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается только при крейсерском полете его программируемым системно-логическим контроллером блока управления, получая от датчика уровня заряда аккумуляторов и наличии их полного заряда или падении его до 30% от максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно очередного времени зависания или включение в каждой гибридной мотогондоле ГТД для генерации мощности от внутреннего источника, но и дистанционное управление выходной электромагнитной муфтой сцепления, расцепляющей выходной вал ОЭМГ с валом соответствующего большего винта, установленного во флюгерное положение, причем с целью обеспечения возможности создания и суммарной взлетной мощности ГСУ при вертикальном взлете, посадке и висении, но и как генерирующей номинальной мощности, составляющей 13% от последней, так и с одновременным обеспечением крейсерской номинальной мощности, составляющей 20% или 15% от суммарной взлетной ее мощности, ГСУ создает горизонтальную тяговооруженность соответственно для второй или первой крейсерской скорости полета, при этом с целью обеспечения возможности выполнения технологии ВВП и КВП соответственно при одновременном отказе двух ГТД и их же с двумя ОЭМГ в его ГСУ, включающей в левом и правом трехвинтовых модулях как четыре мотогондолы с меньшими винтами, передние две внешних и задние две внутренних из которых, имея между парами равные, имеют сумму пиковой мощности четырех их электродвигателей составляющую / от пиковой мощности двух ОЭМГ, работающих в режиме электромоторов больших винтов, так и две гибридные мотогондолы с большими винтами, левая и правая из которых, имея между собой равные, имеют сумму взлетной их мощности, составляющую ½ от суммарной взлетной мощности ГСУ, и содержащие в каждой из них и в структуре располагаемой мощности наряду с пиковой мощностью ОЭМГ, снабжена внутренним источником - ГТД со взлетной мощностью, составляющей 49% от пиковой мощности ОЭМГ, обеспечивающим в паре с последним два способа их работы и одного способа генерации мощности при заряде аккумуляторов соответственно как совместной работы ГТД и ОЭМГ, имеющего режим электромотора, так и самостоятельной работы последнего на один вал большего винта соответственно как при вертикальном взлете, посадке и висении, так и при обеспечении первой скорости крейсерского полета, но и самостоятельной работы ГТД при передаче номинальной его мощности на ОЭМГ, имеющий режим электрогенератора при второй большей скорости крейсерского полета.
Кроме того, с целью исключения стабилизатора, удвоения взлетного его веса и полезной нагрузки при выполнении ВВП он, имея наряду с двумя передними системами РТРВ-(Х1+2) меньшего крыла С-образной формы, выполнен по аэродинамической схеме тандем с задним большим крылом, расположенным параллельно и выше переднего с поворотными левым и правым трехвинтовыми модулями, имеющими меньшие винты, создающие в двух задних системах РТРВ-(Х1+2) непосредственное управление боковой и подъемной силой, размещенные вдоль средней линии соответственно на килях и внешних секциях заднего крыла, размещенных, отступя от передней его кромки, соответственно вовнутрь к плоскости симметрии под углом 15° и с отрицательным углом -3° поперечного V, имеющих соответственно как форкили и наплывы, выполненные от передней кромки заднего крыла, так и рули направления и элероны в разнесенных оперениях последнего.
Кроме того, с целью полуторакратного увеличения взлетного его веса и полезной нагрузки при выполнении ВВП он в аэродинамической схеме трех высокорасположенных тандемных крыльев, имея наряду с разновеликими С-образной формы передним меньшим и средним большим крыльями с соответствующими четырьмя поворотными системами РТРВ-(Х1+2), две левые и две правые из которых на концах крыльев С-образной формы, имеющих от узла их поворота до оси вращения большего винта длину равновеликую сумме радиуса большего и диаметра меньшего винтов, оснащен задним крылом равновеликим с передним, имеющим на концах две поворотные системы РТРВ-(Х1+2), меньшие винты которых непосредственного управления подъемной и боковой силой размещены соответственно на горизонтальных внешних секциях заднего крыла и вертикальных его килях в крыльевых оперениях.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить высокоскоростной многовинтовой беспилотный электроконвертоплан с поперечным расположением одной, двух или трех пар трехвинтовых модулей, смонтированных на концах поворотных секций одного крыла, двух или трех тандемных крыльев с положительным углом поперечного V, выполненных по системе распределенной тяги разновеликих винтов (РТРВ), имеющих по два меньших винта расположенных вокруг большего винта за внешним и внутренним его квадрантами, обеспечивающих возможность преобразования его полетной конфигурации с гибридного электровертолета, например, с шестью флюгерно-реверсивными несущими винтами, образующими две системы ярусного расположения несущих винтов и обеспечивающими вертикальный взлет, посадку и висение, имеющими при этом от всех несущих винтов полную компенсацию реактивных крутящих моментов, в полетную конфигурацию электросамолета, позволяющего достичь первой или второй крейсерской скорости полета с двух- или четырехвинтовой движительной системой, соответственно с одной или двумя парами тянущих винтов в соответствующих трехвинтовых модулях, но и обратно. При этом, наряду двух больших винтов, смонтированных на поворотных секциях крыла в гибридых мотогондолах с передним расположением силовой ее установки, которая снабжена двумя меньшими винтами, размещенными на конце удобообтекаемой удлиненной задней ее части по концепции кругового их расположения относительно большего винта в соответствующих каплевидной формы мотогондолах с передним расположением электродвигателя, установленных на внутренних и внешних секциях Сообразного крыла, имеющего с низу и сверху концевых его шайб внешние и внутренние секции и образующего с цельноповоротным передним горизонтальным оперением и стабилизатором, имеющим от верхней его поверхности киль-шайбы, расположенные вовнутрь к плоскости симметрии, продольную схему триплана. Это позволит, уменьшая вес планера и потери вертикальной тяги от левых и правых винтов в трехвинтовых модулях, увеличить полезную нагрузку и повысить весовую отдачу, но и транспортную и топливную эффективности. В гибридной СУ во время крейсерского полета увеличение генерирующей мощности для электропитания, когда падение заряда литиево-ионной аккумуляторной батареи снизится до 30% от ее максимума система управления в каждой гибридной мотогондоле автоматически отключит выходной муфтой сцепления больший тянущий винт от ОЭМГ, имеющего с соответствующим винтом расположенную горизонтально ось их вращения на самолетных режимах полета, установит его лопасти во флюгерное положение и включит ГТД в каждой гибридной мотогондоле большей группы винтов, который будет вращать ОЭМГ, работающий в режиме электрогенератора, обеспечивающего подзарядку пакета литиево-ионных аккумуляторов в крейсерском режиме полета. Это, наравне с последним, позволит также при переходных маневрах повысить путевую устойчивость и управляемость по курсу, но и продольную стабильность и поперечную управляемость при висении, а размещение каждой гибридной мотогондолы большей группы винтов по обе стороны от оси симметрии обеспечит значительное упрощение системы управления электроприводами, но и позволит исключить вредную обдувку выхлопными газами соответствующего ГТД меньших тянущих винтов. Кроме того, это позволит также достичь весьма малошумной гибридной СУ, имеющей систему электропривода, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим все электродвигатели и все ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки литиево-ионных аккумуляторов, что обеспечит возможность одновременной работы всех электродвигателей, двух ОЭМГ и, особенно, с двумя ГТД без пиковых перегрузок и при минимальной акустической сигнатуре. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в его поперечнике, что обеспечит значительное уменьшение миделя каждой гибридной мотогондолы, но и ширину переднего обтекателя носовой ее части.
Предлагаемое изобретение многовинтового беспилотного электроконвертоплана (МБЭК) и варианты его исполнения и использования представлены на фиг.1 и 2.
На фиг.1 на общем виде спереди изображен гибридный МБЭК-Х6 с условным расположением на вертолетных и самолетных режимах полета соответственно левого и правого поворотных трехвинтовых модулей системы РТРВ-(Х1+2) имеющих на килях и внешних секциях крыла меньшие винты, установленные вокруг больших.
На фиг.2 на общем виде сбоку изображен МБЭК-Х12 с условным расположением трехвинтовых модулей системы РТРВ-(Х1+2) на вертолетных и самолетных режимах полета соответственно на переднем и заднем тандемных крыльях, имеющих на килях и внешних их секциях меньшие винты, установленные вокруг больших.
Высокоскоростной гибридный МБЭК, выполненный из композитных материалов по продольной схеме триплана и концепции поперечного расположения двух трехвинтовых модулей системы РТРВ-(Х1+2) и представленный на фиг.1, содержит фюзеляж 1, цельноповоротное переднее горизонтальное оперение (ЦПГО) 2, стабилизатор 3 с киль-шайбами 4 и высокорасположенное крыло 5 с положительным углом +5° поперечного V, имеющее на концах поворотных его секций гибридные мотогондолы 6, каждая из которых имеет удобообтекаемую удлиненную заднюю ее часть. На конце последних установлены внутренние 7 и внешние 8 с наплывами 9 и элеронами 10 секции крыла 5, смонтированные с отрицательным углом -15° поперечного V, увеличивают размах крыла 5 и его несущую способность. Киль-шайбы 4, отклоненные во внутрь к плоскости симметрии, имеют рули направления 11. Крыло 5 С-образной формы с закрылками 12, выполнено с поворотными секциями 13, снабженными левым 14 и правым 15 большими тянущими винтами, смонтированными в гибридных мотогондолах 6 с передним в них расположением ГСУ. Каждая гибридная мотогондола 6 на конце удлиненной ее части снабжена внешним 16 и внутренним 17 меньшими тянущими винтами, размещенными по концепции кругового их расположения относительно соответствующих больших винтов 14-15 в соответствующих каплевидной формы мотогондолах 18-19 и 20-21, установленных соответственно на внешних 8 и внутренних 7 секциях и имеющих переднее расположение электродвигателя, вращательно связанного с соответствующим меньшим тянущим винтом 16-17.
Гибридная СУ выполнена по параллельно-последовательной технологии силового привода и снабжена левыми 18 и правыми 19 внешними и левыми 20 и правыми 21 внутренними мотогондолами с электродвигателями, вращательно связанными с соответствующими четырьмя винтами 16-17 меньшей группы, но и двумя гибридными мотогондолами 6, в каждой их которых наряду с левым 14 и правым 15 большим винтом размещен ОЭМГ, вращательно связанные как с соответствующим большим винтом 14-15 через муфту сцепления, так и с ГТД. Гибридная СУ содержит систему электропривода, включающую все электродвигатели, аккумуляторные перезаряжаемые батареи, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим электродвигатели, ОЭМГ и ГТД, переключающим генерирующую мощность и порядок подзарядки аккумуляторов, который обеспечивается только при горизонтальном полете его программируемым системно-логическим контроллером блока управления, получая от датчика уровня зарядки аккумуляторов и наличии их полной зарядки или падении ее до 30% от ее максимума, выдает управляющие сигналы на выполнение при этом соответственно очередного времени зависания или включение в каждой гибридной мотогондоле 6 ГТД для генерации мощности от внутреннего источника, но и дистанционное управление выходной электромагнитной муфтой сцепления, расцепляющей выходной вал ОЭМГ с валом соответствующего большего винта 14-15, установленного во флюгерное положение (на фиг.1 не показаны). При этом ГТД, выполненные, в частности, для их работы при различных углах их отклонения, снабжены по внешним бортам гибридных мтогондол 6 выхлопными патрубками и установлены с максимальной простотой обслуживания и эксплуатации. Четырехлопастные винты двух трехвинтовых модулей, смонтированных на поворотных секциях крыла 5, имеют диапазон поворота но от 0° до +100°, выполнены флюгерно-реверсивными и без автоматов перекоса их лопастей и с жестким креплением угле- и стеклопластиковых лопастей и возможностью широкого изменения углов их установки. Поворот трехвинтовых модулей с винтами большими 14-15 и меньшими 16-17, преобразующих его полетную конфигурацию с вертолета шестивинтовой несущей схемы в четырех- или двухвинтовой самолет продольной схемы триплана, осуществляется с помощью электромеханических приводов, а выпуск и уборка колесного шасси, управление ЦПГО 2, элеронами 12, закрылками 13 и рулями направления 11 осуществляется электрически. Трехопорное убирающееся колесное шасси, вспомогательная носовая опора с мотор-колесом 22 убирается в переднюю нишу фюзеляжа 1, главные боковые опоры с колесами 23 - в бортовые отсеки.
z
Управление гибридным МБЭК-Х6 обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага шести поворотных винтов: двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 и отклонением ЦПГО 2 и рулевых поверхностей 11 и 12, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 5 и ЦПГО 2, горизонтальная тяга при 1-ой или 2-ой крейсерской скорости полета - большими двумя винтами 14-15 или только четырьмя меньшими 16-17 соответственно, на режиме висения только винтами большими 14-15 и меньшими 16-17, на режиме перехода - крылом 5 и ЦПГО 2 с винтами большими 14-15 и меньшими 16-17. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 12 крыла 5 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов двух больших 14-15 и четырех меньших 16-17 от горизонтального положения, отклоняясь одновременно все из них вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.1). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (М), то он парируется отклонением ЦПГО 2, создающим, работая в зоне обдува больших винтов 14-15, парирующую силу. После установки поворотных винтов двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли (палубы корабля) и полете вблизи них несущие винты два больших 14-15 и четыре меньших винтов 16-17, имеющих в каждой диагональной группе несущих винтов одинаковое направление вращения, как передний левый винт с задним винтом, так и задний левый с передним правым винтом соответственно на мотогондолах как 18 и 21, так и 19 и 20 (см. фиг.1), образуют под МБЭК-Х6 область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки, повышающей их эффективность. Поворотные два больших 14-15 и четыре меньших 16-17 винта отклоняются от горизонтального положения в вертикальное на угол 90° и 45° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом) МБЭК-Х6 на вертолетных и самолетных режимах его полета на взлетно-посадочных режимах в перегрузочном варианте с максимальным взлетным весом. При этом маневрирование МБЭК-Х6 на аэродроме и его разгон до 40-50 км/ч на режимах укороченного взлета обеспечивается от переднего мотор-колеса 20, Для соответствующей посадки высокоскоростного МБЭК-Х6 на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 22 и 23, убирающегося трехопорного шасси.
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление МБЭК-Х6 осуществляется изменением шага винтов меньших винтов 16-17 внешней группы и внутренней группы соответственно на мотогондолах 18-19 и 20-21, путевое управление - изменением крутящих моментов каждой диагональной группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения четырех меньших несущих винтов 16-17, например, как передний левый винт с задним правым винтом, так и задний левый с передним правым винтом. Поперечное управление обеспечивается изменением шага левого большего винта 14 и правого большего винта 15, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага всех винтов меньшей группы 16-17. Отсутствие при висении перекрытия двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 также значительно снижает вредное их взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета поворотные два больших 14-15 и четыре меньших винта 16-17 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение (см. фиг.1). После чего убираются закрылки 12 и производится крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 11. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением ЦПГО 2 и элеронов 10 соответственно. При полете МБЭК-Х6 на самолетных режимах и создании горизонтальной тяги его тянущие большие винты 14-15 имеют взаимно противоположное их вращение между собой и, тем самым, устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание крыла 5, но и весьма повышающее эффективность двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17 на режимах вертикального взлета, посадки и висения. При его полетной вертолетной конфигурации шестивинтовой несущей схемы реактивные моменты от поворотных винтов двух больших 14-15 и четырех меньших винтов 16-17, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения в соответствующих группах винтов.
Таким образом, высокоскоростной МБЭК-Х6, имеющий два трехвинтовых модуля системы РТРВ-(Х1+2), смонтированных на поворотных секциях С-образного крыла, имеющих по два меньших винта расположенных вокруг большего винта, представляет собой беспилотный вертолет-самолет с многодвигательной гибридной СУ, позволяющей исключить главный редуктор с валами трансмиссии и, самое главное, выполнить технологии ВВП и КВП соответственно при одновременном отказе двух ГТД и их же с двумя ОЭМГ. Поворотные винты флюгерно-реверсивные, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Причем ЦПГО, находясь спереди крыла, создает дополнительную подъемную силу и весьма разгружает его, что и предопределяет возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, но и КВВП. Важной особенностью применения данной концепции в МБЭК, обеспечивающей качественный рост потребительских свойств, является то, что она масштабируемая и позволяющая наряду со среднетяжелыми высокоскоростными МБЭК-Х6, также освоить и тяжелые МБЭК-Х12. Возможно, например, на базе самолета МиГ-110 освоение с 3-мя тандемными крыльями и МБЭК-Х18 сверхтяжелого класса с взлетным весом 11475 и 14675 кг и для перевозки 3,2 и 5,5 т груза с дальностью полета до 2080 и 3360 км соответственно при выполнении ВВП и КВП. Гибридная СУ такого МБЭК-3,2 в 6-ти трехвинтовых модулях (с винтами D/d=2,88/2,0 м) может иметь 12-ть электромоторов и 6-ть ОЭМГ суммарной пиковой/номинальной мощности 3600/1980 кВт и 6-ть генераторных ГТД (ВК-150). Последние при выполнении ВВП могут предоставить еще 705 кВт (960 л.с.) и совместно с литиево-ионной батарей позволят МБЭК-3,2 выполнить зависание на 20 минут и в самолетной конфигурации пролететь еще 100 км до падения ее заряда до 30% от максимального значения. Затем включатся все ГТД и будут подпитывать аккумуляторы. Топливный его бак при выполнении ВВП вмещает 825 кг, что эквивалентно 3,85 часа его полета и позволит при этом достичь радиуса действия 1040 км.
Поэтому, возможное создание высокоскоростных МБЭК и многовинтовых гибридных электроконвертопланов (МГЭК), имеющих при ВВП/КВП топливную экономичность 13,91/9,73 г/пасс·км, позволят освоить широкое их семейство (см. табл.1) и достойно конкурировать с корпорацией IAI (Израиль) и компаниями Agusta Westland (Италия/Англия), производящими и осваивающими полностью электрические БЭКП.
Таблица 1
Предварительные технические требования к высокоскоростным МБЭК и МГЭК
№ п/п
Параметры
Величины
Тип 1.1
Тип 1.2
1.
Размеры из углепластика на базе самолета:
Ил-100Э-Х6
Бе-132Э-Х12
1.1
длина палубного/грузопассажирского, м
12,3/13,0
16,0/17,925
1.2
высота на шасси без поворотных винтов, м
4,9
5,545
1.3
размах первого/второго крыла, м
-/12,62
10,19/14,41
1.4
площадь (ЦПГО) первого/второго крыла, м<sup>2</sup>,
(3,98)/15,92
11,53/23,06
2.
Гибридная СУ для (Х1+2)×2/4 на базе 4/8 электромоторов и 2/4 ОЭМГ с 2/4 ГТД, модель
Климов ВК-150
Климов ВК-150
2.1
мощность пиковая общая 4/8 электромоторов / и 2/4 ОЭМГ + взлетная 2/4 ГТД, кВт + л.с.
180×4=720/(240+160)×2
180×8=1440/(240+160)×4
2.2
мощность электрическая - суммарная кВт-л.с.
1200-1950
2400-3900
2.3
тяга винтов D/d при выполнении ВВП, кгс
2334/2334
4668/4668
3.
Массы и нагрузки (при тяговооруженности):
(1,22)
(1,22)
3.1
нормальная при выполнении ВВП, кг
3825
7650
3.2
при взлете с коротким разбегом, кг
4875
9850
3.3
нормальная полезная нагрузка при взлете по п.3.1/п.3.2 для МГЭК-МБЭК, чел. - (т)
2+9-(1,1)/2+12-(2,0)
2+19-(2,1)/2+26-(4,0)
3.4
пустого/ в том числе вес аккумуляторов, кг
2450/890
5000/1780
4.
Запас топлива по п.3.1/п.3.2, кг
275/425
550/850
5.
Диаметр поворотных винтов D/d, м
2,88×2/2,0×4
2,88×4/2,0×8
5.2
Ометаемая площадь всеми винтами, м<sup>2</sup>
25,58
51,16
5.3
Скорость вращения поворотных винтов D/d:
при вертикальном взлете, мин<sup>-1</sup>
1660/2390
1660/2390
при крейсерском полете, мин<sup>-1</sup>
1328/1912
1328/1912
6.
Удельная нагрузка на сметаемую площадь всеми винтами, кг/м<sup>2</sup>
149,53
149,53
7.
Удельная нагрузка на мощность, кг/л.с.
1,96
1,96
8.
Удельная нагрузка на крыло при максимальной взлетной массе по п.3.2, кг/м<sup>2</sup>
245,0
284,8
9.
Летно-технические характеристики:
МБЭК-1,1
МГЭК-1,9
9.1
1-я/2-я крейсерская скорость на 15/20% от пиковой мощности электродвигателей, км/ч
600/640
600/640
9.2
время полета по п.3.1/п.3.2. в т.ч. при использовании 70% заряда аккумуляторов, ч
3,85/5,85
3,85/5,85
9.3
протяженность полета по п.3.1/п.3.2, км
2080/3360
2080/3360
9.4
максимальная 3-я скорость, км/ч
690
690
9.5
практический потолок, м
9150
9150
9.6
время одноразового зависания и за общее время крейсерского полета по п.3.1/п.3.2, ч
0,25×3/0,25×5
0,25×3/0,25×5
9.7
дистанция при посадке с пробегом/ при взлете с коротким разбегом, м
165/110
195/130