Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет

Изобретение относится к области авиации и может быть применено в конструкции винтокрылых летательных аппаратов. Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет (ВРСВ) содержит на концах крыла двухвинтовую несущую систему, двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущие винты (НВ), хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси. ВРСВ в интегральной аэродинамической схеме снабжен двумя или четырьмя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), установленными по обе стороны от оси симметрии в подкрыльных/надкрыльных гондолах, интегрированных в корневых частях крыла. КГтД выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний контур с выносным турбовентилятором (ВТВ) и внутренний контур со свободной турбиной, снабженной передним выводом вала для отбора мощности через муфты сцепления на входные валы Т-образных в плане промежуточных редукторов, перераспределяющих взлетную мощность СУ между двумя двухлопастными НВ (ДНВ) и двумя соосными или однорядными ВТВ. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, упрощение управления по тангажу и курсу при выполнении ВВП и зависания. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции высокоскоростных реактивных самолетов-вертолетов, имеющих хвостовое оперение типа чайка и на концах крыла двухлопастные несущие винты (ДНВ), но и в крыльевых гондолах свободные силовые турбины, приводящие ДНВ и выносные турбовентиляторы, интегрированные с наплывами крыла, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) пропульсивно-реактивную тягу, направленную назад с работающими/авторотирующими поперечными ДНВ или зафиксированными их лопастями-крыльями наружу от крыла соответственно при горизонтальном полете в конфигурации винтокрыла/крылатого 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 управляемости при выполнении ВВП и зависания с Т-образным хвостовым оперением.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной гибридный вертолет (СГВ) "Eurocopter Х3" (ЕС), содержащий на концах крыла двухвинтовую движительно-рулевую систему и над ней несущий винт (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, но 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. 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 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 на концах крыла лопастями-крыльями двухлопастных НВ.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного СГВ "Eurocopter Х3", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя или четырьмя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), установленными по обе стороны от оси симметрии в подкрыльных/надкрыльных гондолах, размещенных в корневых частях крыла соответственно под передними/над задними наплывами по одному или попарно один над другим так, что нижние из них сдвинуты вперед по полету и интегрированы с вихре образующими передними наплывами, имеющими угол стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивающими на больших углах атаки несущую его способность, распространяющимися от передней кромки высокорасположенного крыла и, отклоняясь к носовой части фюзеляжа, образуют V-образную в плане конфигурацию, выполненными в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным турбовентилятором (ВТВ) и свободной силовой турбиной, снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через муфту сцепления на входные валы двух или четырех Т-образных в плане промежуточных редукторов, перераспределяющих взлетную мощность СУ между двухлопастными НВ (ДНВ) в симметрично-сбалансированной двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС-Х2) и двумя или четырьмя соосными или однорядными ВТВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающие по тянущей схеме в соответствующих подкрыльных/надкрыльных гондолах, размещенных при виде спереди под левым и правым инвертированными V-образными конфигурациями хвостового оперения типа чайка, внутренние и внешние стреловидные секции из которых соответственно снабжены рулями направления и высоты, используются совместно с ДНВ, создавая в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2 или ПРС-R4) маршевую тягу синхронно горизонтально назад и параллельно оси симметрии при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, так и высокорасположенным крылом прямой или обратной стреловидности (ВКПС или ВКОС), имеющим угол χ=+20° или χ=-20° стреловидности по передней кромке, предкрылки, развитые закрылки и элероны, большое (λ=7,5-8,5) удлинение и размах в или раза больше диметра (D) ДНВ и смонтированным с отрицательным углом (ϕ) поперечного V, но 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 или реактивный самолет соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда оба ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их передняя и задняя лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей ВКПС/ВКОС 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 ВКПС/ВКОС равновеликую стреловидность χ=+20°/χ=-20° или χ=0°, организуют синхронно-симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке ВКПС/ВКОС для горизонтального полета в конфигурации реактивного самолета с ПРС-R2 или ПРС-R4 и системой ступенчатых крыльев (ССК), образующей большое (λ=12,5-14,5) ее удлинение и включающей при виде спереди с ярусным размещением на концах консолей ВКПС/ВКОС и наружу от них зафиксированные ДЛК левого и правого ДНВ, но и обратно, при этом в каждой передней/задней паре КГтД или в двух передних с двумя задними КГтД каждый Т-образный в плане промежуточный редуктор, имеющий выходные валы, продольный из которых через муфту сцепления передает потребную мощность на ВТВ в ПРС-R2 или ПРС-R4, а поперечный синхронизирующий вал вращательно связан с Т-образным в плане передним/задним или передним с задним объединительным редуктором, передающим через муфту сцепления продольным валом крутящий момент на передний/задний Т-образный или центральный крестообразный в плане главный редуктор, размещенный по оси симметрии соответственно зеркально к объединительному редуктору или спереди и сзади главного редуктора, передает потребную мощность посредством двух поперечных валов, проложенных в консолях крыла и вращательно связанных с угловыми вертикальными редукторами ДНВ, выходные валы которых размещены на поперечной оси, проходящей в плане через центр масс, причем на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в ДПНС-Х2 от работающих ДНВ, выполненных с автоматом перекоса и жестким креплением их лопастей, создается противоположным направлением вращения левого и правого ДНВ, только, по часовой и против часовой стрелки, а изменение балансировки по тангажу, крену и курсу обеспечивается изменением соответствующего циклического шага и дифференциальным изменением тяги общего шага двух ДНВ соответственно, при этом внешние секции левой и правой инвертированной V-образной конфигурации хвостового оперения типа чайка смонтированы горизонтально или параллельно соответствующей консоли ВКПС/ВКОС.

Кроме того, на режимах ВВП и зависания каждая упомянутая свободная силовая турбина (ССТ) в каждой ее передней/задней паре или в двух передних с двумя задними КГтД выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим ее работы как при отборе 90% или 95% свободной ее мощности на привод упомянутых ДНВ, так и при сбалансированном распределении 10% или 5% остаточной мощности на привод двух или четырех упомянутых ВТВ, создающих минимальную маршевую тягу для необходимого горизонтального поступательного полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности 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 каждой упомянутой ССТ на междвигательный Т-образный редуктор, продольный выходной вал которого вдоль оси симметрии приводит крестообразный в плане промежуточный редуктор, выходные валы которого через две и одну муфты сцепления передает крутящий момент соответственно поперечными валами на соответствующие ВТВ и продольным валом на упомянутый передний/задний Т-образный или крестообразный в плане главный редуктор, при этом каждая подкрыльная/надкрыльная гондола имеет переднюю кромку левого и правого воздухозаборника ее КГтД, которая как размещена в плане параллельно передней кромке соответствующей консоли ВКПС/ВКОС, так и при виде сбоку выполнена соответственно с обратной/прямой стреловидностью, но и снабжена плоским соплом, имеющим заднюю его кромку с термопоглощающим покрытием и в плане обратную стреловидность, причем каждый угловой редуктор ДНВ имеет выходной вертикальный вал, отклоненный наружу от оси симметрии и назад по полету на соответствующие углы, которые соответственно равновелики и равновелик или равен 1/2 величине угла (ϕ) поперечного V упомянутого ВКПС/ ВКОС, при этом набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей обоих ДНВ и зафиксированных соответствующим образом упомянутых их ДЛК, причем высокорасположенная хвостовая балка, снабженная по всей ширине фюзеляжа плоским по горизонтали поперечным эллипсовидным сечением с вогнутой нижней и утонченной ее частью, которая, образуя несущую поверхность, имеет V-образную заднюю кромку и интегрирована по внешним ее бортам с внутренними секциями каждой инвертированной V-образной конфигурации.

Кроме того, для экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговоуроженности до 0,24 и 0,39, используется 36% и 72% мощности соответственно от одного и двух или двух и четырех работающих в СУ упомянутых КГтД только на привод упомянутых ВТВ в конфигурации самолета с ПРС-R2 или IIPC-R4, при этом каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом крестообразном в плане главном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные поперечные валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутых КГтД и созданием подъемной силы от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации крылатого автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода ССТ упомянутых КГтД, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 200 мин-1 или 100 мин-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы ВКПС/ВКОС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или высокоскоростного полета, приводящим к соответствующему 2,75-кратному сокращению общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета ВКПС/ВКОС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы ВКПС/ВКОС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить высокоскоростной реактивный самолет-вертолет (ВРСВ), который в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя или четырьмя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), установленными по обе стороны от оси симметрии в подкрыльных/надкрыльных гондолах, размещенных в корневых частях крыла соответственно под передними/над задними его наплывами по одному или попарно один над другим так, что нижние из них сдвинуты вперед по полету и интегрированы с вихре образующими передними наплывами, имеющими угол стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивающими на больших углах атаки несущую его способность, распространяющимися от передней кромки высокорасположенного крыла и, отклоняясь к носовой части фюзеляжа, образуют V-образную в плане конфигурацию, выполненными в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным турбовентилятором (ВТВ) и свободной силовой турбиной, снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через муфту сцепления на входные валы двух или четырех Т-образных в плане промежуточных редукторов, перераспределяющих взлетную мощность СУ между двухлопастными НВ (ДНВ) в симметрично-сбалансированной двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС-Х2) и двумя или четырьмя соосными или однорядными ВТВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающие по тянущей схеме в соответствующих подкрыльных/надкрыльных гондолах, размещенных при виде спереди под левым и правым инвертированными V-образными конфигурациями хвостового оперения типа чайка, внутренние и внешние стреловидные секции из которых соответственно снабжены рулями направления и высоты, используются совместно с ДНВ, создавая в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2 или ПРС-R4) маршевую тягу синхронно горизонтально назад и параллельно оси симметрии при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, так и высокорасположенным крылом прямой или обратной стреловидности (ВКПС или ВКОС), имеющим угол χ=+20° или χ=-20° стреловидности по передней кромке, предкрылки, развитые закрылки и элероны, большое (λ=7,5-8,5) удлинение и размах в или раза больше диметра (D) ДНВ и смонтированным с отрицательным углом (ϕ) поперечного V, но 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 или реактивный самолет соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда оба ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их передняя и задняя лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей ВКПС/ВКОС 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 ВКПС/ВКОС равновеликую стреловидность χ=+20°/χ=-20° или χ=0°, организуют синхронно-симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке ВКПС/ВКОС для горизонтального полета в конфигурации реактивного самолета с ПРС-R2 или ПРС-R4 и системой ступенчатых крыльев (ССК), образующей большое (λ=12,5-14,5) ее удлинение и включающей при виде спереди с ярусным размещением на концах консолей ВКПС/ВКОС и наружу от них зафиксированные ДЛК левого и правого ДНВ, но и обратно, при этом в каждой передней/задней паре КГтД или в двух передних с двумя задними КГтД каждый Т-образный в плане промежуточный редуктор, имеющий выходные валы, продольный из которых через муфту сцепления передает потребную мощность на ВТВ в ПРС-R2 или ПРС-R4, а поперечный синхронизирующий вал вращательно связан с Т-образным в плане передним/задним или передним с задним объединительным редуктором, передающим через муфту сцепления продольным валом крутящий момент на передний/задний Т-образный или центральный крестообразный в плане главный редуктор, размещенный по оси симметрии соответственно зеркально к объединительному редуктору или спереди и сзади главного редуктора, передает потребную мощность посредством двух поперечных валов, проложенных в консолях крыла и вращательно связанных с угловыми вертикальными редукторами ДНВ, выходные валы которых размещены на поперечной оси, проходящей в плане через центр масс, причем на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в ДПНС-Х2 от работающих ДНВ, выполненных с автоматом перекоса и жестким креплением их лопастей, создается противоположным направлением вращения левого и правого ДНВ, только, по часовой и против часовой стрелки, а изменение балансировки по тангажу, крену и курсу обеспечивается изменением соответствующего циклического шага и дифференциальным изменением тяги общего шага двух ДНВ соответственно, при этом внешние секции левой и правой инвертированной V-образной конфигурации хвостового оперения типа чайка смонтированы горизонтально или параллельно соответствующей консоли ВКПС/ВКОС. Все это позволит увеличить показатели аэродинамических и структурных преимуществ интегральной схемы, включающей смешанное крыло с вихре образующими наплывами, имеющими угол стреловидности и атаки отличными от ВКПС, увеличивающими на больших углах атаки несущую способность. В крейсерском полете вихре образующий наплыв, имея нулевой угол атаки, исключает тем самым дополнительное сопротивление, но и организует над его консолями и на их концах симметрично-сбалансированную соответственно авторотирующую и несущую системы, первая из которых включает многоскоростную автоматическую коробку передач, управляющую как снижением скорости вращения ДНВ до 200 мин-1 или 100 мин-1, так и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или высокоскоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления ВРСВ и возможности расчета его ВКПС на крейсерский полет с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета. А размещение в надкрыльных задних гондолах ВРСВ-2,6 двух КГтД с ВТВ в ПРС-R2 позволит в сравнении с конвертопланом V-22 Osprey и его целевой нагрузкой (ЦН=2,4 тонны) при выполнении ВВП и зависания увеличить ЦН в 1,08 раза и скорость/дальность полета в 1,5/1,25 раза, но и повысить в 2,89/3,67 раза топливную эффективность (до 32,48/25,8 г/пас⋅км) соответственно при крейсерском полете со скоростью 540/770 км/ч в конфигурации крылатого автожира/реактивного самолета.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения многоцелевого ВРСВ с ВКПС, инвертированными V-образными секциями хвостового оперения типа чайка, двумя ДНВ в ДПНС-Х2 и четырьмя ТВаД с их ВТВ в ПРС-R4, размещенными попарно в подкрыльных и надкрыльных гондолах под вихре образующими передними и над развитыми задними наплывами ВКПС, приводящими ДНВ и четыре ВТВ, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах спереди, сверху и сбоку соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета с ВКПС, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая авторотирующими ДНВ или зафиксированными их ДЛК, и четырьмя ВТВ, размещенными в гондолах перед инвертированными V-образными оперениями, создающими маршевую тягу в ПРС-R4 скоростного или высокоскоростного полета с условным размещением авторотирующих правых ДНВ или зафиксированных левых ДЛК ДНВ;

б) в полетной конфигурации вертолета с ВКПС и его стреловидностью χ=+20°, широкохордовыми ДНВ, вращающимися над консолями ВКПС, лопасти-крылья ДНВ показаны пунктиром и с условным размещением зафиксированных левых и правых ДЛК ДНВ со стреловидностью χ=+20° и χ=0° соответственно в конфигурации самолета для высокоскоростного полета и при выполнении взлетно-посадочных режимов;

в) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с ВКПС, четырьмя ТВаД, приводящими через систему трансмиссии два ДНВ в ДПНС-Х2 и четыре ВТВ в ПРС-R4.

Многоцелевой ВРСВ палубного или без аэродромного базирования, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДПНС-Х2 и четырьмя ВТВ в ПРС-R4, имеет в интегральной аэродинамической схеме планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий как ВКПС 2 со стреловидностью χ=+20°, вихре образующими передними 3 и развитыми задними 4 наплывами, внутренними и внешними закрылками 5 и элеронами 6, так и с инвертированными V-образными секциями хвостового оперения типа чайка, внутренние 7 и внешние 8 стреловидные секции из которых соответственно снабжены рулями направления 9 и высоты 10. Консоли ВКПС 2 со стреловидностью χ=+20° по передней кромке и соответствующими предкрылками 11, смонтированные с отрицательным углом поперечного V, имеют от передней и задней кромок соответствующие корневые наплывы 3 и 4, которые интегрированы с подкрыльными 12 и надкрыльными 13 гондолами с полукруглыми при виде спереди их воздухозаборниками, направляющими раздельно поток воздуха к ВТВ 14, имеющих лопатки с большой их круткой, обдувающих соответствующих ССТ в КГтД (на фиг. 1 не показано) и имеющими передние кромки 15, которые при виде сверху параллельно размещены передней кромке ВКПС 2, а при виде сбоку имеют соответственно обратную и прямую стреловидности. Внутренние секции 7 инвертированного V-образного оперения смонтированы по внешним бортам высокорасположенной тонкой хвостовой балки 16. На концах ВКПС 2 смонтированы пилоны 17 с левым 18 и правым 19 ДНВ, имеющими для полной компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение соответственно по часовой и против часовой стрелки, и выполнены с автоматом перекоса и жестким креплением их лопастей. В ПРС-R4 каждый из КГтД имеет внешний и внутренний контуры соответственно с ВТВ и ССТ. Комбинированная СУ выполнена с передним выводом вала для отбора мощности от четырех ССТ и возможностью передачи мощности от них на крестообразный в плане главный редуктор (на фиг. 1 не показаны), который плавно перераспределяет 95% и 5% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП и зависания между соответственно двумя ДНВ 18-19 в ДПНС-Х2 и всеми ВТВ 14 в ПРС-R4, имеющими на концах подкрыльных 12 и надкрыльных 13 гондол соответственно пару нижних 20 и пару верхних 21 реактивных плоских сопла, имеющих заднюю их кромку с обратной стреловидностью.

Управление ВРСВ обеспечивается циклическим, общим и дифференциальным изменением шага ДНВ 18-19 и отклонением элеронов 6, рулей направления 9 и высоты 10. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 18-19 с ВКПС 2 или ВКПС 2 с зафиксированными ДЛК 18-19 ДНВ (см. фиг. 1б) в ССК, маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R4 через реактивные плоские сопла 20-21 при горизонтальном их размещении, на режиме перехода - ВКПС 2 с ДНВ 18-19. После создания подъемной тяги ДНВ 18-19 в ДПНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании плоскими соплами 20-21 реактивной тяги (см. рис. 1в). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по тангажу, крену и курсу обеспечивается изменением соответствующего циклического шага и дифференциальным изменением тяги общего шага левого 18 и правого 19 ДНВ в ДПНС-Х2 (см. рис. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения ДНВ 18-19. По мере разгона с ростом подъемной силы крыла ВКПС 2 подъемная сила ДНВ 18-19 уменьшается. При достижении скоростей полета 400…450 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ДНВ 18-19 синхронно останавливаются так, что их лопасти предварительно размещены при виде сверху перпендикулярно передней кромке ВКПС 2 или параллельно оси симметрии и снабжены автоматическими узлами складывания их лопастей, которые затем синхронно поворачивают наружу от оси симметрии лопасти-крылья ДНВ 18-19 на угол 90° так, что их ДЛК зафиксированы с прямой или нулевой стреловидностью по передним их кромкам, образуя равновеликую стреловидность χ=+20° с ВКПС или χ=0° в ССК (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги плоскими соплами 20-21 производится высокоскоростной крейсерский полет ВРСВ, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 9. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 10 и элеронов 6 ВКПС 2.

Таким образом, многоцелевой ВРСВ с ВКПС, инвертированными V-образными конфигурациями хвостового оперения типа чайка, имеющий для создания горизонтальной тяги в комбинированной СУ четыре КГтД с ВТВ в ПРС-114 и вертикальной тяги в ДПНС-Х2 два ДНВ или подъемной силы соответственно с работающими или зафиксированными ДЛК ДНВ, представляет собой конвертоплан двухвинтовой поперечной схемы с ВКПС и IIPC-R4, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы и трансформации ДНВ посредством того, что набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно передние кромки наступающих лопастей обоих ДНВ и зафиксированных их ДЛК, увеличивающих несущую способность ВКПС в конфигурации реактивного самолета. Трансформация (morphing) лопастей ДНВ, изменяющая условия их работы в полетной конфигурации вертолета, крылатого автожира или реактивного самолета соответственно при выполнении технологии ВВП и зависании, их авторотации или фиксации ДЛК ДНВ на концах ВКПС позволит самолетам-вертолетам оптимизировать эксплуатационные характеристики в различных режимах их полета, увеличить скорость и дальность полета и, как следствие, повысить топливную эффективность. Поэтому для реализации данных эксплуатационных характеристик необходимо исследовать индивидуальные принципы трансформации лопастей ДНВ, такие как преобразование на режимах перехода с вертолета в конфигурацию самолета - одновременный поворот наружу от оси симметрии лопастей двух поперечных ДНВ и последующей их жесткой фиксации, увеличивая в 1,68 раза удлинение (λ) ВКПС и образуя, снижая индуктивное сопротивление, аэродинамические поверхности, будь то с помощью синхронного поворота лопастей ДНВ в горизонтальной плоскости для преобразование их в ДЛК ДНВ, но и с использованием новейших композиционных материалов, т.к. совместно это обеспечит требуемый уровень усовершенствований, которые, имея новизну, изначально являются инновационными и передовыми. При широком использовании в СУ перспективных ВРСВ высотных КГтД на базе ТВаД, выполненных в виде двухконтурных двигателей с ВТВ, в конструкции последних, используя турбины ТРДД от Д-30ДКП, позволит весьма сократить сроки их освоения.

Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ ВТВ в ПРС-R2 позволит добиться повышения скорости и дальности полета в сравнении с конвертопланом V-22 «Osprey», что немаловажно для освоения как ВРСВ-2,6, так и для без аэродромного базирования тяжелого реактивного самолета-вертолета (ТРСВ), снабженного в СУ двумя вертолетными ТВаД типа ПД-12 мощностью по 10000 л.с. Использование последних при диаметре двух ДНВ Dднв=20,87 м (что в 1,53 раза меньше, чем у вертолета Ми-26), особенно, в ТРСВ-11,0 позволит при взлетном его весе 44 тонны и удельной нагрузке на мощность 2,2 кг/л.с. достичь скорости 540/770 км/ч, дальности полета до 2795/4174 км и топливной эффективности 24,85/31,28 г/пас⋅км в полетной конфигурации реактивного самолета/крылатого автожира при его ЦН=11,0 тонн.

1. Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет, содержащий на концах крыла двухвинтовую несущую систему, двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на НВ, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя или четырьмя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД), установленными по обе стороны от оси симметрии в подкрыльных/надкрыльных гондолах, размещенных в корневых частях крыла соответственно под передними/над задними его наплывами по одному или попарно один над другим так, что нижние из них сдвинуты вперед по полету и интегрированы с вихреобразующими передними наплывами, имеющими угол стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивающими на больших углах атаки несущую его способность, распространяющимися от передней кромки высокорасположенного крыла и, отклоняясь к носовой части фюзеляжа, образуют V-образную в плане конфигурацию, выполненными в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным турбовентилятором (ВТВ) и свободной силовой турбиной, снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через муфту сцепления на входные валы двух или четырех Т-образных в плане промежуточных редукторов, перераспределяющих взлетную мощность СУ между двухлопастными НВ (ДНВ) в симметрично-сбалансированной двухвинтовой поперечно-несущей схеме (ДПНС-Х2) и двумя или четырьмя соосными или однорядными ВТВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающие по тянущей схеме в соответствующих подкрыльных/надкрыльных гондолах, размещенных при виде спереди под левым и правым инвертированными V-образными конфигурациями хвостового оперения типа чайка, внутренние и внешние стреловидные секции из которых соответственно снабжены рулями направления и высоты, используются совместно с ДНВ, создавая в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2 или ПРС-R4) маршевую тягу синхронно горизонтально назад и параллельно оси симметрии при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, так и высокорасположенным крылом прямой или обратной стреловидности (ВКПС или ВКОС), имеющим угол χ%=+20° или χ=-20° стреловидности по передней кромке, предкрылки, развитые закрылки и элероны, большое (λ=7,5-8,5) удлинение и размах в или раза больше диметра (D) ДНВ и смонтированным с отрицательным углом (ϕ) поперечного V, но 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 или реактивный самолет соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда оба ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их передняя и задняя лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей ВКПС/ВКОС 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 ВКПС/ВКОС равновеликую стреловидность χ=+20°/χ=-20° или χ=0°, организуют синхронно-симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке ВКПС/ ВКОС для горизонтального полета в конфигурации реактивного самолета с ПРС-R2 или ПРС-R4 и системой ступенчатых крыльев (ССК), образующей большое (λ=12,5-14,5) ее удлинение и включающей при виде спереди с ярусным размещением на концах консолей ВКПС/ВКОС и наружу от них зафиксированные ДЛК левого и правого ДНВ, но и обратно, при этом в каждой передней/задней паре КГтД или в двух передних с двумя задними КГтД каждый Т-образный в плане промежуточный редуктор, имеющий выходные валы, продольный из которых через муфту сцепления передает потребную мощность на ВТВ в IIPC-R2 или ПРС-R4, а поперечный синхронизирующий вал вращательно связан с Т-образным в плане передним/задним или передним с задним объединительным редуктором, передающим через муфту сцепления продольным валом крутящий момент на передний/задний Т-образный или центральный крестообразный в плане главный редуктор, размещенный по оси симметрии соответственно зеркально к объединительному редуктору или спереди и сзади главного редуктора, передает потребную мощность посредством двух поперечных валов, проложенных в консолях крыла и вращательно связанных с угловыми вертикальными редукторами ДНВ, выходные валы которых размещены на поперечной оси, проходящей в плане через центр масс, причем на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в ДПНС-Х2 от работающих ДНВ, выполненных с автоматом перекоса и жестким креплением их лопастей, создается противоположным направлением вращения левого и правого ДНВ, только по часовой и против часовой стрелки, а изменение балансировки по тангажу, крену и курсу обеспечивается изменением соответствующего циклического шага и дифференциальным изменением тяги общего шага двух ДНВ соответственно, при этом внешние секции левой и правой инвертированной V-образной конфигурации хвостового оперения типа чайка смонтированы горизонтально или параллельно соответствующей консоли ВКПС/ВКОС.

2. Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет по п. 1, отличающийся тем, что на режимах ВВП и зависания каждая упомянутая свободная силовая турбина (ССТ) в каждой ее передней/задней паре или в двух передних с двумя задними КГтД выполнена с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим ее работы как при отборе 90% или 95% свободной ее мощности на привод упомянутых ДНВ, так и при сбалансированном распределении 10% или 5% остаточной мощности на привод двух или четырех упомянутых ВТВ, создающих минимальную маршевую тягу для необходимого горизонтального поступательного полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности 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 каждой упомянутой ССТ на междвигательный Т-образный редуктор, продольный выходной вал которого вдоль оси симметрии приводит крестообразный в плане промежуточный редуктор, выходные валы которого через две и одну муфты сцепления передает крутящий момент соответственно поперечными валами на соответствующие ВТВ и продольным валом на упомянутый передний/задний Т-образный или крестообразный в плане главный редуктор, при этом каждая подкрыльная/надкрыльная гондола имеет переднюю кромку левого и правого воздухозаборника ее КГтД, которая как размещена в плане параллельно передней кромке соответствующей консоли ВКПС/ВКОС, так и при виде сбоку выполнена соответственно с обратной/прямой стреловидностью, но и снабжена плоским соплом, имеющим заднюю его кромку с термопоглощающим покрытием и в плане обратную стреловидность, причем каждый угловой редуктор ДНВ имеет выходной вертикальный вал, отклоненный наружу от оси симметрии и назад по полету на соответствующие углы, которые соответственно равновелики и равновелик или равен 1/2 величине угла (ϕ) поперечного V упомянутого ВКПС/ВКОС, при этом набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей обоих ДНВ и зафиксированных соответствующим образом упомянутых их ДЛК, причем высокорасположенная хвостовая балка, снабженная по всей ширине фюзеляжа плоским по горизонтали поперечным эллипсовидным сечением с вогнутой нижней и утонченной ее частью, которая, образуя несущую поверхность, имеет V-образную заднюю кромку и интегрирована по внешним ее бортам с внутренними секциями каждой инвертированной V-образной конфигурации.

3. Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговоуроженности до 0,24 и 0,39, используется 36% и 72% мощности соответственно от одного и двух или двух и четырех работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВТВ в конфигурации самолета с ПРС-R2 или ПРС-R4, при этом каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующей системе, включающей в упомянутом крестообразном в плане главном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные поперечные валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутых КГтД и созданием подъемной силы от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации крылатого автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую оба ДНВ от привода ССТ упомянутых КГтД, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 200 мин-1 или 100 мин-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы ВКПС/ВКОС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или высокоскоростного полета, приводящим к соответствующему 2,75-кратному сокращению общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета ВКПС/ВКОС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы ВКПС/ВКОС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области военной техники и может быть применено в конструкции противолодочных ракетных комплексов. Палубный авиационный ракетный комплекс содержит летательный аппарат, имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, бортовую систему управления, бортовой источник питания, авиационную противолодочную ракету для поражения подводной лодки.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям и способам применения беспилотных летательных аппаратов для борьбы с морскими целями. Беспилотный самолет-вертолет-ракетоносец (БСВР) содержит фюзеляж, несущее крыло с хвостовым оперением, двигатель, бортовую систему управления (БСУ), обеспечивающую автономное (АУ) и дистанционное управление с командного пункта, бортовой источник питания.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям беспилотных гибридных летательных аппаратов. Беспилотный тяжелый вертолет-самолет (БТВС) имеет на концах крыла несущие винты с редукторами и двигателями силовой установки (СУ), связанными соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, размещенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, содержит фюзеляж и хвостовое оперение.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных и палубных скоростных вертолетов-самолетов. Беспилотный скоростной вертолет-самолет (БСВС) снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и двухвинтовой соосной несущей системах (ДСНС).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл (БППВ) содержит два передних и два задних нижних поперечно-тандемных несущих винта (ПТНВ), равноудаленных от центра масс и обеспечивающих ВВП и КВП, и флюгерно-реверсивный толкающий меньший пропульсивный винт (МПВ), размещенный на кормовом валу в конце средней части фюзеляжа, работающий как совместно с несущими винтами при выполнении ВВП и зависания, так и самостоятельно для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ.

Винтокрыл // 2661262
Изобретение относится к области авиации, а именно к конструкциям летательных аппаратов с несущими винтами. Винтокрыл содержит фюзеляж, крылья, установленные на роторах с возможностью вращения и создания, по меньшей мере, подъемной тяги.

Изобретение относится к области авиации и может быть использовано в конструкции палубных летательных аппаратов. Палубный вертолет-самолет-амфибия (ПВСА) содержит на консолях крыла две мотогондолы, хвостовое оперение, двигатели силовой установки, поворотные винты, создающие горизонтальную и их соответствующим отклонением вертикальную тягу, трехопорное колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Многовинтовой скоростной вертолет-самолет выполнен по двухвинтовой продольной схеме, содержит в кормовой части фюзеляжа силовую установку, включающую двигатели, передающие крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие передний и задний винты и толкающие винты.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции скоростных вертолетов. Скоростной вертолет-самолет-амфибия (СВСА) выполнен по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель силовой установки (СУ), передающий крутящий момент на несущие и задний винты, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки за хвостовым оперением.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный высокоскоростной вертолет-самолет (БВВС) снабжен двухвинтовой соосной несущей системой (ДСНС), включающей над нижней и под верхней вертикально разнесенными центральными частями С-образного при виде сбоку фюзеляжа пару с противоположным и свободным вращением однолопастных больших несущих винтов (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и пропульсивно-вентиляторной системой (ПВС), содержащей вынесенный двухрядный вентилятор противоположного вращения, смонтированный внутри хвостовой балки, для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете при зафиксированных лопастях НВ.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов и их силовых установок. Боевой ударный вертолет содержит фюзеляж с днищем и хвостом и газотурбинный двигатель для вертикального взлета с редуктором.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям многовинтовых летательных аппаратов. Летательный аппарат (1) содержит опорную конструкцию (2), содержащую по меньшей мере один центральный фюзеляж (3) и два пилона (4), каждый из которых расположен сбоку на расстоянии от фюзеляжа (3).

Вертолет // 2701076
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям вертолетов. Вертолет содержит фюзеляж с днищем, два соосных винта на концентрично расположенных валах, соединенных через редуктор с газотурбинным двигателем, имеющим воздухозаборник, компрессор, камеру сгорания, турбину и сопло.

Изобретения относятся к области авиации. Надувное крыло состоит из двух слоев.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям преобразуемых винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный реактивный самолет-вертолет (БРСВ) имеет двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущие винты, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат состоит из двигателя, толкающих подъемных винтов, системы привода винтов, системы управления, салона и корпуса, источника крутящего момента и агрегатов, передающих крутящий момент от источника крутящего момента на толкающие подъемные винты.

Изобретение относится к области авиации, в частности к средствам борьбы с подводными лодками. Палубный авиационный беспилотный противолодочный комплекс содержит беспилотный самолет-вертолет (БСВ), имеющий фюзеляж, крыло, силовую установку с турбореактивным двигателем, систему управления, обеспечивающую автономное и дистанционное управление с корабля-носителя, источник питания, отделяемую авиационную противолодочную ракету.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Летательный аппарат, выполненный в виде комбинированного вертолета, имеет фюзеляж (1) летательного аппарата, расположенный на фюзеляже (1) летательного аппарата несущий винт (2) и расположенные сбоку от фюзеляжа (1) летательного аппарата циклоидные тянущие винты (3, 3') с внешней торцевой поверхностью.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Модульная конструкция БЛА ВВП включает силовой элемент несущей балки 2, жестко размещенный внутри корпуса фюзеляжа (1), крыло (6), силовую установку (5), аккумуляторную батарею (16).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, использующих в качестве аэростатической и аэродинамической подъемной силы оболочки с несущим газом и тягу движителей.
Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов и противокорабельных ракетных комплексов, использующих эти аппараты. Противокорабельный ракетный комплекс (ПКРК) оснащен по меньшей мере двумя возвращаемыми на вертолетную площадку АПАЛ беспилотными реактивными самолетами-вертолетами (БРСВ), имеющими как двухвинтовую соосно-несущую систему (ДСНС), включающую в ДСНС-Х2 два однолопастных несущих винта (НВ) с профилированными противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или на переходных режимах полета, так и два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) в общей кормовой мотогондоле. Входное устройство воздухозаборника снабжено управляемыми разновеликими створками, размещенными под нижним или над верхним наклонно образованным каналом воздуховода, так что большая из них отклоняется во внутрь канала, а меньшая - наружу в зависимости от скорости полета. ТРДД имеют реактивные сопла с управлением вектора тяги (УВТ) в подъемно-маршевой системе (ПМС) и передний вывод продольных валов от их турбин для отбора мощности через муфту сцепления на соосный редуктор НВ, смонтированный спереди по полету от центра масс. Обеспечивается увеличение полезной нагрузки, дальности полета, вероятности поражения цели. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 1 ил., 1 табл.

Изобретение относится к области авиации и может быть применено в конструкции винтокрылых летательных аппаратов. Высокоскоростной реактивный самолет-вертолет содержит на концах крыла двухвинтовую несущую систему, двигатели силовой установки, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущие винты, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси. ВРСВ в интегральной аэродинамической схеме снабжен двумя или четырьмя комбинированными газотурбинными двигателями, установленными по обе стороны от оси симметрии в подкрыльныхнадкрыльных гондолах, интегрированных в корневых частях крыла. КГтД выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний контур с выносным турбовентилятором и внутренний контур со свободной турбиной, снабженной передним выводом вала для отбора мощности через муфты сцепления на входные валы Т-образных в плане промежуточных редукторов, перераспределяющих взлетную мощность СУ между двумя двухлопастными НВ и двумя соосными или однорядными ВТВ. Обеспечивается повышение скорости и дальности полета, упрощение управления по тангажу и курсу при выполнении ВВП и зависания. 2 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

Наверх