БЕСПИЛОТНЫЙ СКОРОСТНОЙ ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ
UNMANNED HIGH-SPEED HELICOPTER-AIRPLANE

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и палубных скоростных вертолетов-самолетов с двухвинтовой соосной и движительно-рулевой системами, включающими под крыльями замкнутой конструкции (КЗК) два с противоположным вращением несущих винта, обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и винт в заднем кольцевом канале для скоростного полета при зафиксированных двух лопастях-крыльях нижнего и верхнего соосных однолопастных винтов, размещенных соответственно над фюзеляжем и под обтекателем переднего крыла системы КЗК.
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» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ четырехлопастным 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 соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 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 тяжелый конвертоплан "Фрегат" ЗАО "Транзас" (РФ), содержащий из композитных материалов планер с КЗК и килем, законцовка которого связана с задним крылом обратной стреловидности, образующим с передним стреловидным низко расположенным крылом коробчатую конфигурацию КЗК, имеющую в ее центре по бокам фюзеляжа два поворотных кольцевых канала с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, синхронизирующую трансмиссию валов, связывающую между собой два двигателя с поворотными винтами и хвостовым рулевым фенестроном, смонтированным за килем.
Признаки, совпадающие - наличие двух поворотных кольцевых каналов с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота кольцевых каналов от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее. Крылья в системе КЗК большого удлинения, несущая система имеет два больших поворотных винта с меньшим кормовым рулевым фенестроном для продольного управления. Все винты и фенестрон 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.
2
2
2
в
S
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что внешние консоли переднего крыла для уменьшения стояночной площадки выполнены складными, приведя его размах с 19 до 10 м и взлетную/стояночную площадь с 270,75 до 140,25 м соответственно при удельной взлетной/стояночной возможности по полезной нагрузке 3,6934/7,1301 кг/м при ПН=1 тонна. Вторая - это то, что диаметры винтов ограничены размахом внутренних секций заднего крыла КЗК, а взлетная мощность СУ 4800 л.с.предопределяет D=4,6 м и удельную нагрузку на ометаемую площадь винтами ρ=210,72 кг/м при взлетном весе 7 тонн. Третья - это то, что профилированные поворотные кольцевые каналы с винтами и с увеличением их угла атаки на переходных режимах полета, без наличия интегрирующего устройства управления тягой несущих и рулевого винтов создают опасность появления на поворотных каналах срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что ухудшает стабильность и продольную управляемость. Четвертая - это то, что рулевой фенестрон продольного управления, выполненный многолопастным с изменяемым шагом, установлен за вертикальным килем и смонтирован на конце хвостовой балки, что предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления. Все это усложняет конструкцию, уменьшает надежность и ограничивает возможность повышения топливной эффективности, увеличения взлетного веса и весовой отдачи и, особенно, без возможности увеличения диаметра канальных винтов.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные трехлопастные 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. Все это ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета и весовой отдачи, но и обеспечивает более высокий удельный расход топлива.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете модели "Raider S-97" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения продольно-поперечной балансировки как при висении, так и скоростном горизонтальном полете, но и на переходных режимах полета уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса при использовании останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев.
N
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолете модели "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 под крыльями замкнутой конструкции (КЗК) в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших винтов с профилированными обратного сужения противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и, по меньшей мере, одну ДРС-Х1 с меньшим винтом, смонтированным в заднем кольцевом канале (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 соосных винтов, размещенных соответственно над фюзеляжем и под обтекателем первого стреловидного крыла (ПСК), имеющего обратное сужение внутренних его секций, но и за ней в середине размаха каждого полукрыла на подкрыльных гондолах узлы отклонения вверх в стояночной конфигурации трапециевидных концевых частей с внешними флапперонами ПСК системы КЗК, заднее с обратным сужением крыло обратной стреловидности (КОС) которой закреплено его законцовками на концах и верхних частях подкрыльных гондол ПСК, вынесенных за заднюю кромку ПСК, внутренние секции которого образуют при виде сверху ромбовидную конфигурацию с консолями заднего КОС, корневые части которого в свою очередь смонтированы на законцовках развитого трапециевидного вертикального киля, образующего при виде спереди левую и правую треугольные равновеликие конфигурации и смонтированного по оси симметрии совместно с ЗКК так, что над верхней наружной его частью размещена с рулем направления концевая часть киля, передняя и задняя кромки которого вынесены вперед и назад соответствующих частей 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-Х1 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х1 соответственно с однолопастными несущими винтами, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхних и нижних соосных несущих винтов, лопасти которых размещены перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы КЗК, так и образуя с его ПСК схему свободно несущий высокорасположенный биплан, но и обратно, при этом соосные однолопастные нижний и верхний несущие винты, 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 внутренней нижней части 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 ПСК в верхнем каплевидном обтекателе, причем ПСК и заднее КОС, имеющие большое удлинение и снабженные соответственно внутренними закрылками и по всему размаху закрылками, выполнены с положительным и отрицательным углом поперечного V соответственно, при этом внутренние секции ПСК с задним КОС имеют равновеликие площади, что составляет 60% от общей площади системы КЗК, а внешние концевые части ПСК, имеющие в свою очередь площадь, составляющую 66,67% от площади ПСК, отклоняясь вверх и устанавливаясь вертикально, уменьшают потери в вертикальной тяги ДСНС-Х2 на 40% при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции ПСК и заднее КОС с консолями обратного сужения, создающими на винтокрылых режимах горизонтального полета в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность повышения коэффициента подъемной их силы и несущей их способности, особенно, при обдуве их секций и консолей соосными несущими однолопастными винтами, размещенными в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 и работающими совместно с маршевой тягой ДРС-Х1 в ЗКК, продольная ось которого 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 в ДРС-Х1 в ЗКК с упомянутым толкающим винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания им маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х1 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 ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответственно как слева и справа от задних боковых поверхностей подфюзеляжного киля, так и снизу и сверху на величину половины радиуса меньшего винта от центра ЗКК, внешние концы которых отогнуты к его центру и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ± 15°, причем соосные однолопастные несущие винты, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшим винтом в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от соосных несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте несущих винтов, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные несущие винты 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, обеспечивает устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком хвостовой балки, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух, например, газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД) обеспечивается главным многоуровневым и кормовым редукторами на однолопастные большие винты ДСНС-Х2 и меньший винт ДРС-Х1 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 верхнего и нижнего однолопастных несущих винтов перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньший винт ДРС-X1 в ЗКК, но и обратно.
пп
пп
нв
нв
Кроме того, для корабельного его базирования упомянутые верхняя и нижняя лопасти-крылья соосных несущих винтов снабжены в стояночной конфигурации возможностью после их остановки фиксированного размещения и установки при виде сверху их лопастей-крыльев по оси симметрии, причем упомянутые однолопастные винты с упомянутыми профилированными противовесами обратного сужения, имеющими радиус (r), определяемым из соотношения: r=0,3⋅R, м (где R - радиус однолопастных несущих винтов), при этом каждый упомянутый профилированный противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,3 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,3 раза меньше его корневой хорды, выполнен с законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане конфигурацию с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму.
Кроме того, упомянутые соосные нижний и верхний несущие винты, выполненные с системой обтекателей, включающей 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 однолопастных винтов не менее 14% от их радиуса, при этом 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 винтов, причем 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.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный скоростной вертолет-самолет (БСВС), который снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и упомянутой двухвинтовой соосной несущей (ДСНС), включающей под крыльями замкнутой конструкции (КЗК) в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших винтов с профилированными обратного сужения противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и, по меньшей мере, одну ДРС-Х1 с меньшим винтом, смонтированным в 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 соосных винтов, размещенных соответственно над фюзеляжем и под обтекателем первого стреловидного крыла (ПСК), имеющего обратное сужение внутренних его секций, но и за ней в середине размаха каждого полукрыла на подкрыльных гондолах узлы отклонения вверх в стояночной конфигурации трапециевидных концевых частей с внешними флапперонами ПСК системы КЗК, заднее с обратным сужением крыло обратной стреловидности (КОС) которой закреплено его законцовками на концах и верхних частях подкрыльных гондол ПСК, вынесенных за заднюю кромку ПСК, внутренние секции которого образуют при виде сверху ромбовидную конфигурацию с консолями заднего КОС, корневые части которого в свою очередь смонтированы на законцовках развитого трапециевидного вертикального киля, образующего при виде спереди левую и правую треугольные равновеликие конфигурации и смонтированного по оси симметрии совместно с ЗКК так, что над верхней наружной его частью размещена с рулем направления концевая часть киля, передняя и задняя кромки которого вынесены вперед и назад соответствующих частей 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-Х1 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х1 соответственно с однолопастными несущими винтами, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхних и нижних соосных несущих винтов, лопасти которых размещены перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы КЗК, так и образуя с его ПСК схему свободно несущий высокорасположенный биплан, но и обратно, при этом соосные однолопастные нижний и верхний несущие винты, 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 внутренней нижней части 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 ПСК в верхнем каплевидном обтекателе, причем ПСК и заднее КОС, имеющие большое удлинение и снабженные соответственно внутренними закрылками и по всему размаху закрылками, выполнены с положительным и отрицательным углом поперечного V соответственно, при этом внутренние секции ПСК с задним КОС имеют равновеликие площади, что составляет 60% от общей площади системы КЗК, а внешние концевые части ПСК, имеющие в свою очередь площадь, составляющую 66,67% от площади ПСК, отклоняясь вверх и устанавливаясь вертикально, уменьшают потери в вертикальной тяги ДСНС-Х2 на 40% при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции ПСК и заднее КОС с консолями обратного сужения, создающими на винтокрылых режимах горизонтального полета в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность повышения коэффициента подъемной их силы и несущей их способности, особенно, при обдуве их секций и консолей соосными несущими однолопастны-ми винтами, размещенными в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДС
N
крен
прод
НС-Х2 и работающими совместно с маршевой тягой ДРС-Х1 в ЗКК, продольная ось которого 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 в ДРС-Х1 в ЗКК с упомянутым толкающим винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания им маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х1 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 ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответственно как слева и справа от задних боковых поверхностей подфюзеляжного киля, так и снизу и сверху на величину половины радиуса меньшего винта от центра ЗКК, внешние концы которых отогнуты к его центру и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ± 15°, причем соосные однолопастные несущие винты, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшим винтом в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от соосных несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте несущих винтов, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные несущие винты 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, обеспечивает устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком хвостовой балки, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух, например, ГТД или ТДД обеспечивается главным многоуровневым и кормовым редукторами на однолопастные большие винты ДСНС-Х2 и меньший винт ДРС-Х1 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 верхнего и нижнего однолопастных несущих винтов перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньший винт ДРС-Х1, но и обратно. Все это позволит в палубном скоростном вертолете-самолете (ПСВС) при переходных маневрах повысить поперечную устойчивость и управляемость по курсу, а размещение СУ с двумя ТДД в задней части фюзеляжа обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ТДД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит как мидель фюзеляжа, так и его аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных несущих винтов (НВ) позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированного балансировочного противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастный НВ работает с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастного НВ - это вертикальные перемещения БСВС. В случае появления косого обдува тяга винта изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно соосных однолопастных НВ. В синхронизированных соосных однолопастных НВ моменты М и М от верхнего и нижнего однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через КЗК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастного 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 31-33% топливную эффективность в сравнении со скоростными вертолетами "Raider S-97" и "AVX". Более того, все это позволит также в сравнении с традиционными крыльями турбовинтового самолета, имеющими предкрылки и закрылки, повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания и взлетную до 63 и 75 км/ч за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициент поднятия системы КЗК, имеющей и, особенно, совместно с лопастями-крыльями в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета как БСВС, но и турбовинтовых ПСВС.
Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения дизельного БСВС с ДСНС-Х2 и одновинтовой ДРС-Х1 иллюстрируется общими видами на фиг. 1.
На фиг. 1 изображен БСВС на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух однолопастных соосных НВ над фюзеляжем и под ПСК системы КЗК и с одновинтовой ДРС-Х1 при его использовании:
а) в полетной конфигурации вертолета с ДСНС-Х2, имеющей большие верхний и нижний однолопастные НВ с профилированными противовесами, размещенные над фюзеляжем и под обтекателем ПСК в ромбовидной системе КЗК, и одновинтовой ДРС-Х1 с условным расположением (пунктиром) левой и правой концевых частей ПСК в стояночной и полетной конфигурации при ВВП и зависании;
б) в полетной конфигурации самолета с системой КЗК, создающей подъемную силу совместно с зафиксированными лопастями-крыльями двух соосных однолопастных винтов и маршевой тягой, обеспечиваемой толкающим винтом ДРС-Х1 в ЗКК.
Многоцелевой БСВС, представленный на фиг. 1, выполнен по схеме высокоплан с планером из композитного углепластика и концепции ДСНС-Х2 с одновинтовой ДРС-Х1, имеет фюзеляж 1 и большого удлинения два с разнонаправленной стреловидностью тандемных крыла обратного сужения в системе КЗК - ПСК 2 и заднее КОС 3, снабженные по всему размаху соответственно закрылками 4 с флапперонами 5 и внутренними 6 с внешними 7 закрылками, выполнены с положительным и отрицательным углом поперечного V соответственно. Заднее КОС 3 закреплено его законцовками на концах и верхних частях подкрыльных гондол 8 ПСК 2, а корневые его части в свою очередь закреплены на законцовках трапециевидного вертикального киля 9, смонтированного по оси симметрии совместно с ЗКК 10 так, что над верхней наружной его частью размещена с рулем направления 11 концевая часть киля 9, передняя и задняя кромки которого вынесены вперед и назад соответствующих частей ЗКК 10, имеющего подфюзеляжный киль 12 и внутри толкающий винт 13 и на его выходе левые верхний 14 с нижним 15 и правые верхний 16 с нижним 17 рули высоты. Соосные однолопастные верхний 18 и нижний 19 НВ, имеющие профилированные противовесы 20 и обтекатели втулок 21 и 22, закрепленные 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 ПСК 2 в каплевидном его обтекателе 23. Между втулками 21-22 имеется обтекатель 24 колонки соосных НВ 18-19 с аэродинамическими горизонтальными гребнями 25, параллельно смонтированными с каждой задней боковой поверхности каплевидного в плане обтекателя 24. Четырехлопастной толкающий винт 13 в ЗКК 10 выполнен флюгерно-реверсивным. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП в случае отказа двигателей БСВС его однолопастные соосные 18-19 НВ, работают на режиме авторотации разгружают ПСК 2 и КОС 3 системы КЗК, а во время горизонтального полета и отказа его двух двигателей - лопасти толкающего 13 винта флюгируются для предотвращения авторотации. При этом закрылки 4 с флапперонами 5 ПСК 2 и закрылки 6-7 КОС 3 автоматически отклоняются на угол 40°, а при выполнении ВВП и зависания для уменьшения потерь в вертикальной тяге НВ18-19 - на угол 75°. Все однолопастные соосные НВ 18-19 ДСНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 20, но и возможностью создания от всех НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе как левого верхнего 18 и правого нижнего 19, например, при виде сверху вращаются по часовой стрелке и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 16). Двухдвигательная СУ имеет с верхним расположением мотогондолы, размещенные за центром масс на фюзеляже 1 и снабженные, например, ТДД, выполненными для отбора их взлетной их мощности с передним выводом вала. Каждый из ТДД, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем ТДД и вращение больших соосных 18-19 НВ во время переходного режима, что создает возможность осуществления полета или аварийной посадки и, тем самым, повышается безопасность выполнения полетов. Передача взлетной мощности от двух ТДД к ДСНС-Х2 и ДРС-Х1 обеспечивается трансмиссией, включающей: главный редуктор и его продольный вал (на фиг. 1 не показаны) соответственно для соосных НВ 18-19 и толкающего винта 13 в ЗКК 10.
а
Управление многоцелевым БСВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы 18-19 НВ и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 5, рулей направления 11 и высоты 14-17. При крейсерском полете подъемная сила создается ПСК 2 и КОС 3 в системе КЗК и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 18 и 19, остановленных соответственно над фюзеляжем 1 и под обтекателем 23 ПСК 2 системы КЗК (см. фиг.la), горизонтальная тяга - толкающим винтом 13 в ЗКК 10, на режиме висения только соосными НВ 18-19, на режиме перехода -крыльями 2-3 и с НВ 18-19. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) в ПСК 2 и заднем КОС 3 соответственно их закрылки 4 с флапперонами 5 и закрылки 6-7 синхронно отклоняются на максимальные их углы (см. фиг. 1). После создания подъемной тяги соосными 18-19 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета с использованием рулевой ДРС-Х1. При этом однолопастные 18-19 НВ имеют взаимно противоположное их вращение между винтами в соосной группе (см. фиг. 1б). Развитые рули высоты 14-17 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 БСВС. При висении на вертолетных режимах полета путевое управление БСВС осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 18 и нижнего 19 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление осуществляется предварительным синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты верхних 14-16 с нижними 15-17 и левых 14-15 с правыми 16-17 на выходе ЗКК 10, обеспечивающими соответствующую балансировку при их обдувке толкающим винтом 13 ДРС-Х1 в ЗКК 10 с последующим соответствующим изменении его шага. После вертикального взлета и набора высоты, убирается механизация ПСК 2, КОС 3 и для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 18-19 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются перпендикулярно плоскости симметрии (см. фиг. 16) и затем производится скоростной крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 11 вертикального киля 9. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 14-17 на ЗКК 10 и флапперонов 5 на ПСК 2 соответственно.
Таким образом, БСВС с одновинтовой ДРС-Х1 и симметричной ДСНС-Х2, имеющими толкающий винт в ЗКК и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены над фюзеляжем и под обтекателем ПСК системы КЗК, представляет собой скоростной преобразуемый винтокрылый летательный аппарат, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев относительно продольной оси. Флюгерно-реверсивный винт в ЗКК, создающий горизонтальную и маршевую тягу, обеспечивает необходимые управляющие моменты при вертолетных и самолетных режимах полета, но и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Система КЗК с ПСК и КОС, создавая за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия системы КЗК 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 БСВС и спасательных ПСВС.
Однако, нет никаких сомнений в том, что на пути освоения БСВС, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции НВ и толкающего винта в ЗКК и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП при совместной 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 треть в сравнении со скоростными вертолетами двухвинтовой соосной схемы американских компаний AVX и Sikorsky, что немаловажно для спасательных ПСВС (см. табл. 1).