Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям реактивных преобразуемых винтокрылых летательных аппаратов. Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет (БТСВ) выполнен по двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС), имеет в силовой установке (СУ) двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты (НВ), хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси. БТСВ содержит низкорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности на поворотном шарнире фюзеляжа и на его пилоне двухлопастные несущие винты, кормовые гондолы со свободными силовыми турбинами, приводящими НВ и выносные турбовентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке подъемную и маршевую тяги с работающими, авторотирующими НВ или зафиксированными их лопастями-крыльями асимметрично изменяемой стреловидности. БТСВ снабжен низкорасположенным крылом асимметрично изменяемой стреловидности, смонтированным снизу фюзеляжа посредством поворотного шарнира. Обеспечивается уменьшение вибраций, исключение резонанса авторутирующих соосных НВ, возможность трансформации в полетную конфигурацию трансзвукового самолета с зафиксированными лопастями-крыльями НВ. 4 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции беспилотных трансзвуковых самолетов-вертолетов, имеющих низкорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности на поворотном шарнире фюзеляжа и на его пилоне двухлопастные несущие винты (ДНВ), и гондолы со свободными силовыми турбинами, приводящими соосные ДНВ и выносные турбо-вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную и маршевую тяги, последняя из них направлена назад с работающими/ав-торотирующими ДНВ или зафиксированными их дупланными лопастями крыльями асимметрично изменяемой стреловидности наружу от оси симметрии при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыл а/автожира или самолета.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) мод. S-57 компании Sikorsky (США) проекта XV-2, имеющий высокорасположенное крыло, останавливаемый и убираемый в продольный отсек верхней части фюзеляжа однолопастной несущий винт (НВ) с противовесом, снабжен реактивным соплом, струйной системой и воздуховодом от турбореактивного двигателя (ТРД) силовой установки (СУ), подкрыльным двухкилевым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Признаки, совпадающие - наличие ниши в верхней части фюзеляжа с НВ, создающим только вертикальную тягу, имеющим струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри колонки вала НВ и обеспечивающим равномерный отбор мощности ТРД, воздух которого, направляясь к реактивному соплу НВ, будет его вращать и создавать подъемную силу. Особенностью конструкции СВВП проекта XV-2 - концепция Control Circulation Rotor (CCR), т.е. ротор с регулируемой циркуляцией и неподвижное его размещение в фюзеляже: при переходе в самолетный режим полета останавливался однолопастной НВ, имеющий узлы складывания колонки вала и фиксирования лопасти, которые укладывались по оси симметрии в нишу фюзеляжа.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на верхней части фюзеляжа останавливаемого и убираемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопасти с управлением его общего и циклического изменения его шага, что предопределяет конструктивно сложную складываемую колонку его вала и противовес с воздуховодами, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по высоте с вращающимся НВ. Вторая - это то, что диаметр НВ ограничен длиной фюзеляжа и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (≈34%) 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 однодвигательная СУ включает ТРД избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 100%, что весьма снижает наработку на отказ и надежность, особенно, при его отказе, а расположение под дельтовидным крылом вертикальных килей, имеющих на их законцовках обтекатели с задними колесами шасси, что предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении скорости до 845 км/ч. Все это также ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера с однолопастным НВ, имеющим автомат перекоса, а также дальнейшего улучшения весовой отдачи и повышения полезной нагрузки.

Известен экспериментальный самолет модели AD-1 (Ames Dry den) с крылом асимметрично изменяемой стреловидности корпорации Ames (США) содержит высокорасположенное крыло, смонтированное на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире для изменения противоположной стреловидности его консолей, фюзеляж с развитым хвостовым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Самолет Ames модели AD-1 с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и удельной нагрузкой на крыло 113 кг/м², имеет длину фюзеляжа 10,0 м и высоту на шасси 2,06 м, а также размах крыла при стреловидности 60°/0° соответственно 4,93/9,86 м и площадь крыла 8,64 м². При взлетной массе 973 кг масса пустого составит 658 кг и реактивной тяге двух ТРД Microturbo TRS18-046 2x1,8 кН. Известные самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла. Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой полезной нагрузки. Испытания самолет с КАИС показали, что лобовое сопротивление уменьшится на 11-20%, масса конструкции -на 14%, волновое сопротивление при полете на транс- и сверхзвуковых скоростях - на 26%. Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение может быть осуществлено путем использования системы бипланных КАИС.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС), имеет в силовой установке (СУ) двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты (НВ) и толкающий винт на конце хвостовой балки, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным НВ диаметром 10,35 м и шести-лопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП и зависания, так и его горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных НВ - 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.

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 НВ D=10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м² и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м² при ЦН=1,0 тонна. Третья - это то, что при висении соосное расположение НВ 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 НВ с автоматом перекоса лопастей нижнего из них весьма увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего НВ 8,5% от их диаметра), что ограничивает возможности транспортирования и базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных НВ, 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" повышения скорости и дальности полета, увеличения целевой нагрузки (ЦН) и топливной эффективности, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса автору тирующих соосных НВ и возможности трансформации в полетную конфигурацию трансзвукового самолета с зафиксированными на пилоне фюзеляжа лопастями-крыльями двухлопастных НВ.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен как в упомянутой ДСНС двухлопастными НВ (ДНВ), смонтированными на пилоне фюзеляжа, обеспечивающими в ДСНС-Х2 создание вертикальной тяги только на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), так и, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД) в гондолах, размещенных за пилоном ДНВ в фюзеляже с боковыми его воздухозаборниками, и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через промежуточный редуктор на входной вал главного редуктора, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в симметрично-сбалансированной ДСНС-Х2 и, по меньшей мере, двумя ВОВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающими по тянущей схеме, установленными перед и соосно с промежуточным редуктором ССТ для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПPC-R2) маршевой тяги, направленной горизонтально назад и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, но и низко расположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС), смонтированным снизу фюзеляжа посредством одного поворотного в горизонтальной плоскости шарнира, имеющего как поворачивающий его механизм со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот вперед и назад по полету консолей КАИС в плоскости его хорды, так и вертикальную ось вращения, проходящую по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды (САХ), и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда верхний и нижний ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, 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 верхние и нижние из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с левой и правой или с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные разнонаправленные несущие поверхности, зафиксированные передние кромки ДЛКАИС которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета с ПРС-R2 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,2 кг/л.с. большое удлинение КАИС с λ=14,0-16,0 до малого удлинения λ=1,5-2,0 или 1,1-1,3 СБРК, имеющей с соответствующей стреловидностью χ=±60° или χ=±65° зафиксированные наружу от оси симметрии верхние и нижние ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане соответственно над консолями КАИС с обратной и прямой стреловидностью, но и обратно.

Кроме того, при выполнении технологии КВП в конфигурации винтокрыла или крылатого автожира с упомянутым КАИС, имеющим размах в или раза больше диметра (D) ДНВ, консоли которого зафиксированы перпендикулярно к оси симметрии на переходных режимах полета и для взлетно-посадочных режимов, при этом в каждой кормовой гондоле КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ по меньшей мере одна ССТ имеет Т-образный в плане промежуточный редуктор, снабженный продольным по его оси как входным валом, так и выходными продольным и поперечным валами, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй синхронизирующий вал - передает крутящий момент на Т-образный в плане главный редуктор, имеющий по оси симметрии передний выходной продольный вал, который передает через муфту сцепления взлетную мощность на входной вал соосно-го редуктора ДНВ, колонка выходных вертикальных соосных валов которого размещена в плане над центром масс, отклонена назад по полету на угол (α), который равновелик или равен 1/2 величине угла (α_кр) атаки КАИС, причем набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей верхнего и нижнего ДНВ и зафиксированных их упомянутых ДЛКАИС, выполняющих над консолями КАИС в СБРК роль верхних соответствующих разрезных крыльев с углом атаки ДЛКАИС, который равновелик углу (α) отклонения назад по полету вертикальной колонки выходных соосных валов ДНВ при втянутом телескопическом верхнем внутреннем ее вале, при этом на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДСНС-Х2 от работающих ДНВ, выполненных с жестким креплением их лопастей, создается противоположным направлением вращения нижнего и верхнего ДНВ соответственно в плане, только, по часовой и против часовой стрелки или против часовой и по часовой стрелки, а изменение балансировки по курсу и тангажу, крену обеспечивается дифференциальным изменением тяги общего шага соосных ДНВ и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего ДНВ соответственно, при этом внутренние и внешние стреловидные секции хвостового оперения типа чайка, выполненные в виде V-образного киля и стабилизатора, снабжены рулями направления и высоты соответственно, причем размещение гондол КГтД, выполненных с более длинными кольцевыми обтекателями ВОВ, создающим, как улучшение направления разделенного потока низкоэнергетического пограничного слоя по бортам фюзеляжа, достигая ламинарного их обтекания и обеспечивая небольшую степень векторизации тяги в крейсерском полете, так и уменьшение полного сопротивления на 9%, при этом хвостовая балка на ее конце снабжена профилированным обтекателем, который, образуя несущую поверхность, интегрирован по внешним его бортам с внутренними секциями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенной в каждом КГтД задней кромке плоского сопла, выполненного с термопоглощающим покрытием, причем внешние секции, складывающиеся на стоянке вниз от соответствующих изломов оперения типа чайка, смонтированы при виде спереди горизонтально или параллельно консолям КАИС, снабжены спереди и сзади их законцовок соответствующими видеокамерами и ИК-излучателя-ми, при этом внешние секции КАИС выполнены складывающимися вверх, размещаясь наклонно к оси симметрии, обеспечивая его размах равновеликий размаху внутренних секций хвостового оперения и стояночную конфигурацию при втянутом телескопическом верхнем вале колонки валов ДНВ, сложенные их дупланные лопасти размещены одна над другой и зафиксированы назад по полету, причем планер выполнен с радиопоглощающим покрытием, фюзеляж которого, имея граненную форму, снизу снабжен передними и задними отсеками, имеющими по две автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами и выдвижные пусковые устройства вооружения.

Кроме того, для упомянутого барражирующего экономичного скоростного горизонтального полета каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом соосном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые соосные 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 соосные 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 КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета КАИС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы КАИС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.

Кроме того, для упомянутого экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговоуроженности с 0,14 до 0,22, используется мощность СУ с 18% до 36% соответственно от одного из работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПРС-R2, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=±60°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,636 Маха (М) и 0,82 М соответственно.

Кроме того, для упомянутого горизонтального полета с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговоуроженности с 0,22 до 0,36, используется мощность СУ с 36% до 72% соответственно от одного и двух работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого трансзвукового самолета с ПPC-R2, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,6 Маха (М), а с углом χ=±15° - М=0,69, при угле χ=±30° - М=0,75, а с углом χ=±45° - М=0.79, при угле χ=±60° - М/=0,82, а с углом χ=±62,5° - М=0,87, при угле χ=±65° повышается скорость горизонтального полета от М=0,9 до М=1,058 при достижении маршевой тяговоуроженности до 0,44.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет (БТСВ), который снабжен как в упомянутой ДСНС двухлопастными НВ (ДНВ), смонтированными на пилоне фюзеляжа, обеспечивающими в ДСНС-Х2 создание вертикальной тяги только на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), так и, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД) в гондолах, размещенных за пилоном ДНВ в фюзеляже с боковыми его воздухозаборниками, и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через промежуточный редуктор на входной вал главного редуктора, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в симметрично-сбалансированной ДСНС-Х2 и, по меньшей мере, двумя ВОВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающими по тянущей схеме, установленными перед и соосно с промежуточным редуктором ССТ для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) маршевой тяги, направленной горизонтально назад и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, но и низко расположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС), смонтированным снизу фюзеляжа посредством одного поворотного в горизонтальной плоскости шарнира, имеющего как поворачивающий его механизм со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот вперед и назад по полету консолей КАИС в плоскости его хорды, так и вертикальную ось вращения, проходящую по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды (САХ), и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда верхний и нижний ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, 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 верхние и нижние из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с левой и правой или с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные разнонаправленные несущие поверхности, зафиксированные передние кромки ДЛКАИС которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета с ПРС-R2 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,2 кг/л.с. большое удлинение КАИС с λ=14,0-16,0 до малого удлинения λ=1,5-2,0 или 1,1-1,3 СБРК, имеющей с соответствующей стреловидностью χ=±60° или χ=±65° зафиксированные наружу от оси симметрии верхние и нижние ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане соответственно над консолями КАИС с обратной и прямой стреловидностью, но и обратно. Все это позволит в многоцелевом БТСВ при переходных маневрах повысить продольно-поперечную управляемость, а размещение КГтД с ССТ и ВОВ за пилоном ДНВ позволит упростить систему трансмиссии. В крейсерском полете в конфигурации крылатого автожира и реактивного самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, 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 скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления БТСВ и возможности расчета его КАИС на крейсерский полет с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета. Размещение в гондолах БТСВ-2,6 двух КГтД с ВОВ в ПРС-R2 позволит в сравнении с конвертопланом V-22 "Osprey" и его ЦН=24 человека при выполнении ВВП и зависания увеличить ЦН в 1,08 раза и скорость/дальность полета в 1,53/1,48 раза, но и повысить в 3,2/4,3 раза топливную эффективность (до 28,64/21,11 г/пас⋅м) соответственно при крейсерском полете со скоростью 550/850 км/ч в конфигурации реактивного автожира/трансзвукового самолета, а на высоте 11 км скорость последнего со стреловидностью χ=±65° СБРК может составить 1124 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения БТСВ с низко-расположенным КАИС, правая его консоль имеет χ=^-60° хвостовым оперением типа чайка, широкохордовыми ДНВ в ДСНС-Х2 и КГтД с их ВОВ в ПРС-R2, размещенными в гондолах с боковыми воздухозаборниками, приводящими ДНВ и два ВОВ, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации вертолета с КАИС и углом χ=0° двумя ТВаД, приводящими через систему трансмиссии только два соосных ДНВ в ДСНС-Х2;

б) в полетной конфигурации реактивного самолета с КАИС со стреловидностью χ=±60° и пунктиром КАИС с углом χ=0° для выполнения взлетно-посадочных и переходных режимов, зафиксированными лопастями верхнего и нижнего ДНВ в ДЛКАИС со стреловидностью χ=-60° и χ=+60° соответственно и условно показаны пунктиром лопасть верхнего и нижнего ДНВ, которые остановлены перпендикулярно КАИС;

в) в полетной конфигурации реактивных автожира КВП или самолета с КАИС, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая автороти-рующими соосными ДНВ или зафиксированными их ДЛКАИС, и двумя ВОВ, размещенными в гондолах, создающими маршевую тягу в ПPC-R2 для скоростного или трансзвукового полета и с условным размещением КАИС, хвостового оперения и авторотирующих лопастей ДНВ, показанные пунктиром как на стоянке и у автожира.

Многоцелевой БТСВ палубного или без аэродромного базирования, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДСНС-Х2 и технологии ПPC-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, КАИС 2, смонтированное снизу фюзеляжа 1 на поворотном шарнире 3, имеет внутренние 4 и внешние 5 закрылки с элеронами 6, но и хвостовое оперение типа чайка, внутренние 7 и внешние 8 стреловидные секции из которых соответственно снабжены рулями направления 9 и высоты 10. Для уменьшения радиолокационной заметности внешняя граненная поверхность фюзеляжа 1 образована большим количеством прямолинейных панелей под различными углами. Консоли КАИС 2 для обеспечения разнонаправленной стреловидности от χ=0° до χ=±65° смонтированы на поворотном шарнире 3 со следящим приводом (на фиг. 1 не показано), который интегрирован с нижней центральной частью фюзеляжа 1, снабженной за КАИС 2 двумя гондолами 11 с левым 12 и правым 13 боковыми воздухозабрниками, направляющими раздельно поток воздуха к соответствующим ВОВ 14, имеющим лопатки с большой их круткой, обдувающим ССТ в соответствующих КГтД (на фиг. 1 не показано) и выполненными с передними кромками 15, которые при виде сбоку имеют прямую стреловидности, а при виде сверху параллельно размещены передней кромке внутренних 7 и внешних 8 стреловидных секций хвостового оперения, которые смонтированы по внешним бортам хвостовой балки с концевым ее профилированным обтекателем 16, имеющим V-образную в плане заднюю кромку. На фюзеляже 1 над центром масс смонтирован пилон 17 с нижним 18 и верхним 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 жестким креплением их лопастей и автоматом перекоса на нижнем 18 из них соосных ДНВ. В ПРС-R2 каждый из КГтД имеет внешний и внутренний контуры соответственно с ВОВ 14 и ССТ (на фиг. 1 не показаны). Спереди и сзади законцовок внешних секций 8 хвостового оперения имеются соответствующие видеокамеры 20 и ИК-излучатели 21. Два КГтД выполнены с передним выводом вала для отбора мощности от их ССТ и возможностью передачи мощности от них на Т-образный в плане главный редуктор (на фиг. 1 не показаны), который плавно перераспределяет 100% и 36% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП и горизонтального полета соответственно между двумя ДНВ 18-19 в ДСНС-Х2 и двумя ВОВ 14 в ПРС-R2. На концах двух гондол 11 имеется левое 22 и правое 23 реактивные плоские сопла, скошенные задние кромки которых размещены параллельно V-образной в плане задней кромке обтекателя 16.

Управление БТСВ обеспечивается циклическим, общим и дифференциальным изменением шага соосных 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 КАИС 2 или КАИС 2 с зафиксированными ДЛКАИС 18-19 ДНВ (см. фиг. 1б) в СБРК, маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R2 через реактивные плоские сопла 22-23 при горизонтальном их размещении, на режиме перехода - КАИС 2 с ДНВ 18-19. После создания подъемной тяги ДНВ 18-19 в ДСНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании плоскими соплами 22-23 реактивной тяги (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по курсу и тангажу, крену обеспечивается дифференциальным изменением тяги общего шага соосных ДНВ 18-19 и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего 18 ДНВ соответственно (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 КАИС 2 подъемная сила ДНВ 18-19 уменьшается. При достижении скоростей полета 450…500 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 КАИС 2 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 ДЛКАИС зафиксированы с обратной и прямой стреловидностью по передним их кромкам, образуя равновеликую стреловидность χ=±60° с КАИС в СБРК (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги плоскими соплами 22-23 производится высокоскоростной крейсерский полет БТСВ, 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 КАИС 2.

Таким образом, многоцелевой БТСВ с КАИС, хвостовым оперением типа чайка, имеющий для создания горизонтальной тяги в комбинированной СУ два КГтД с ВОВ в ПРС-R2 и вертикальной тяги в ДСНС-Х2 два ДНВ или подъемной силы соответственно с работающими или зафиксированными ДЛКАИС ДНВ, представляет собой конвертоплан двухвинтовой соосной схемы с КАИС и ПРС-R2, 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 ДЛКАИС, увеличивающих несущую способность КАИС. Консоли КАИС увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ преобразования этой монопланной схемы в конфигурации реактивного/трансзвукового самолета с СБРК, особенно, с наличием дополнительных ДЛКАИС соосных ДНВ, зафиксированных под углом разнонаправленной стреловидности χ=±60°/χ=±65° над соответствующими консолями КАИС и с такой же аналогичной стреловидностью. Это позволит уменьшить волновое сопротивление на 26%, весьма увеличить топливную эффективность и снизить вес планера БТСВ, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса.

Поэтому для реализации данных эксплуатационных характеристик необходимо на режимах перехода с вертолета в конфигурацию реактивного/трансзвукового самолета исследовать индивидуальные принципы изменения разнонаправленной стреловидности КАИС от χ=0° до χ=±60°\χ=±65° и трансформации лопастей-крыльев ДНВ в ДЛКАИС с аналогичной разнонаправленной стреловидностью.

Широкое применение в СУ перспективных БТСВ и ГТСВ высотных ТВаД в конструкции КГтД, выполненных в виде двухконтурных двигателей с ВОВ, используя в конструкции последних турбины ТРДД от Д-30 и Д-30ДКП, позволит весьма сократить сроки их освоения. Несомненно, с течением времени использование в СУ КГтД с ВОВ в ПРС-R2 позволит добиться повышения скорости и дальности полета в сравнении с конвертопланом V-22 «Osprey», что немаловажно для освоения ГТСВ-2,6 с двумя вертолетными ТВаД модели ВК-2500П мощностью по 2500 л.с. Использование последних в многоцелевом ГТСВ-2,6, выполненным по технологии ПРС-R2 с двумя ВОВ и концепции ДСНС-Х2 с двумя соосными ДНВ, имеющими диаметр D_днв=15,0 м, позволит при выполнении ВВП и удельной нагрузке на мощность 2,2 кг/л.с. улучшить его критерий: полезная нагрузка × дальность = 15655 т⋅км, который почти равен как у конвертоплана V-22 «Osprey», взлетный вес которого в 1,92 раза больше, чем у ГТСВ-2,6, а при выполнении ГТСВ-2,6 технологии ВВП\КВП достичь взлетного веса 11,0\12,65 тонн, времени полета 3,88\4,0 часа, обеспечить скорость полета до 850\1124 км/ч и дальности полета до 3298\4496 км соответственно с углом χ=±60°\χ=±65° разнонаправленной стреловидности его КАИС с ДЛКАИС (см. табл. 1).

1. Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет, выполненный по двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС), имеет в силовой установке (СУ) двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты (НВ), хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он снабжен, как в упомянутой ДСНС, двухлопастными НВ (ДНВ), смонтированными на пилоне фюзеляжа, обеспечивающими в ДСНС-Х2 создание вертикальной тяги только на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), так и по меньшей мере двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД) в гондолах, размещенных за пилоном ДНВ в фюзеляже с боковыми его воздухозаборниками, и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и по меньшей мере с одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через промежуточный редуктор на входной вал главного редуктора, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в симметрично-сбалансированной ДСНС-Х2 и по меньшей мере двумя ВОВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающими по тянущей схеме, установленными перед и соосно с промежуточным редуктором ССТ для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) маршевой тяги, направленной параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, но и низко расположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС), смонтированным снизу фюзеляжа посредством одного поворотного в горизонтальной плоскости шарнира, имеющего как поворачивающий его механизм со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот вперед и назад по полету консолей КАИС в плоскости его хорды, так и вертикальную ось вращения, проходящую по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии, равном 1/4 от его средней аэродинамической хорды (САХ), и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда верхний и нижний ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, 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 верхние и нижние из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с левой и правой или с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные разнонаправленные несущие поверхности, зафиксированные передние кромки ДЛКАИС которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета с ПРС-R2 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,2 кг/л.с. большое удлинение КАИС с λ=14,0-16,0 до малого удлинения λ=1,5-2,0 или 1,1-1,3 СБРК, имеющей с соответствующей стреловидностью χ=±60° или χ=±65° зафиксированные наружу от оси симметрии верхние и нижние ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане соответственно над консолями КАИС с обратной и прямой стреловидностью, но и обратно.

2. Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет по п. 1, отличающийся тем, что при выполнении технологии КВП в конфигурации винтокрыла или крылатого автожира с упомянутым КАИС, имеющим размах в или раза больше диметра (D) ДНВ, консоли которого зафиксированы перпендикулярно к оси симметрии на переходных режимах полета и для взлетно-посадочных режимов, при этом в каждой кормовой гондоле КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ по меньшей мере одна ССТ имеет Т-образный в плане промежуточный редуктор, снабженный продольным по его оси как входным валом, так и выходными продольным и поперечным валами, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй синхронизирующий вал передает крутящий момент на Т-образный в плане главный редуктор, имеющий по оси симметрии передний выходной продольный вал, который передает через муфту сцепления взлетную мощность на входной вал соосного редуктора ДНВ, колонка выходных вертикальных соосных валов которого размещена в плане над центром масс, отклонена назад по полету на угол (α), который равновелик или равен 1/2 величине угла атаки КАИС, причем набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей верхнего и нижнего ДНВ и зафиксированных их упомянутых ДЛКАИС, выполняющих над консолями КАИС в СБРК роль верхних соответствующих разрезных крыльев с углом атаки ДЛКАИС, который равновелик углу (α) отклонения назад по полету вертикальной колонки выходных соосных валов ДНВ при втянутом телескопическом верхнем внутреннем ее вале, при этом на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДСНС-Х2 от работающих ДНВ, выполненных с жестким креплением их лопастей, создается противоположным направлением вращения нижнего и верхнего ДНВ соответственно в плане, только, по часовой и против часовой стрелки или против часовой и по часовой стрелки, а изменение балансировки по курсу и тангажу, крену обеспечивается дифференциальным изменением тяги общего шага соосных ДНВ и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего ДНВ соответственно, при этом внутренние и внешние стреловидные секции хвостового оперения типа чайка, выполненные в виде V-образного киля и стабилизатора, снабжены рулями направления и высоты соответственно, причем размещение гондол КГтД, выполненных с более длинными кольцевыми обтекателями ВОВ, создающих как улучшение направления разделенного потока низкоэнергетического пограничного слоя по бортам фюзеляжа, достигая ламинарного их обтекания и обеспечивая небольшую степень векторизации тяги в крейсерском полете, так и уменьшение полного сопротивления на 9%, при этом хвостовая балка на ее конце снабжена профилированным обтекателем, который, образуя несущую поверхность, интегрирован по внешним его бортам с внутренними секциями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенной в каждом КГтД задней кромке плоского сопла, выполненного с термопоглощающим покрытием, причем внешние секции, складывающиеся на стоянке вниз от соответствующих изломов оперения типа чайка, смонтированы при виде спереди горизонтально или параллельно консолям КАИС, снабжены спереди и сзади их законцовок соответствующими видеокамерами и ИК-излучателями, при этом внешние секции КАИС выполнены складывающимися вверх, размещаясь наклонно к оси симметрии, обеспечивая его размах, равновеликий размаху внутренних секций хвостового оперения, и стояночную конфигурацию при втянутом телескопическом верхнем вале колонки валов ДНВ, сложенные их дупланные лопасти размещены одна над другой и зафиксированы назад по полету, причем планер выполнен с радиопоглощающим покрытием, фюзеляж которого, имея граненую форму, снизу снабжен передними и задними отсеками, имеющими по две автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами и выдвижные пусковые устройства вооружения.

3. Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет по любому из пп. 1, 2, отличающийся тем, что для упомянутого барражирующего экономичного скоростного горизонтального полета каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующей системе, включающей в упомянутом соосном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые соосные 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 соосные 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 КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета КАИС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы КАИС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.

4. Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что для упомянутого экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговооруженности с 0,14 до 0,22, используется мощность СУ с 18% до 36% соответственно от одного из работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПРС-R2, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=±60°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,636 Маха (М) и 0,82 М соответственно.

5. Беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет по любому из пп. 1-2, отличающийся тем, что для упомянутого горизонтального полета с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговооруженности с 0,22 до 0,36, используется мощность СУ с 36% до 72% соответственно от одного и двух работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого трансзвукового самолета с ПРС-R2, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,6 Маха (М), а с углом χ=±15° - М=0,69, при угле χ=±30° - М=0,75, а с углом χ=±45° - М=0.79, при угле χ=±60° - М=0,82, а с углом χ=±62,5° - М=0,87, при угле χ=±65° повышается скорость горизонтального полета от М=0,9 до М=1,058 при достижении маршевой тяговооруженности до 0,44.