Claims (3)
1. Беспилотный скоростной вертолет-самолет, выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные трехлопастные винты и задний винт, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки за хвостовым оперением, отличающийся тем, что он снабжен двумя системами с разновеликими винтами в движительно-рулевой (ДРС) и упомянутой двухвинтовой соосной несущей (ДСНС), включающей под крыльями замкнутой конструкции (КЗК) в ДСНС-Х2 пару с противоположным вращением однолопастных больших винтов с профилированными обратного сужения противовесами, обеспечивающих создание вертикальной тяги только при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), и, по меньшей мере, одну ДРС-Х1 с меньшим винтом, смонтированным в заднем кольцевом канале (ЗКК) как для создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных двух лопастях-крыльях верхнего и нижнего соосных винтов, размещенных соответственно над фюзеляжем и под обтекателем первого стреловидного крыла (ПСК), имеющего обратное сужение внутренних его секций, но и за ней в середине размаха каждого полукрыла на подкрыльных гондолах узлы отклонения вверх в стояночной конфигурации трапециевидных концевых частей с внешними флапперонами ПСК системы КЗК, заднее с обратным сужением крыло обратной стреловидности (КОС) которой закреплено его законцовками на концах и верхних частях подкрыльных гондол ПСК, вынесенных за заднюю кромку ПСК, внутренние секции которого образуют при виде сверху ромбовидную конфигурацию с консолями заднего КОС, корневые части которого в свою очередь смонтированы на законцовках развитого вертикального киля, образующего при виде спереди левую и правую треугольные равновеликие конфигурации и смонтированного по оси симметрии совместно с ЗКК так, что над верхней наружной его частью размещена с рулем направления концевая часть киля, передняя и задняя кромки которого вынесены вперед и назад соответствующих частей ЗКК, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и рулевой ДРС-Х1 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х1 соответственно с однолопастными несущими винтами, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхних и нижних несущих соосных винтов, лопасти которых размещены перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу в противоположные стороны, увеличивая как площадь и несущую способность системы КЗК, так и образуя с его ПСК схему свободно несущий высокорасположенный биплан, но и обратно, при этом соосные однолопастные нижний и верхний несущие винты, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с центропланом ПСК в верхнем каплевидном обтекателе, причем ПСК и заднее КОС, имеющие большое удлинение и снабженные соответственно внутренними закрылками и по всему размаху закрылками, выполнены с положительным и отрицательным углом поперечного V соответственно, при этом внутренние секции ПСК с задним КОС имеют равновеликие площади, что составляет 60% от общей площади системы КЗК, а внешние концевые части ПСК, имеющие в свою очередь площадь, составляющую 66,67% от площади ПСК, отклоняясь вверх и устанавливаясь вертикально, уменьшают потери в вертикальной тяги ДСНС-Х2 на 40% при выполнении ВВП и зависания, причем внутренние секции ПСК и заднее КОС с консолями обратного сужения, создающими на винтокрылых режимах горизонтального полета в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность повышения коэффициента подъемной их силы и несущей их способности, особенно, при обдуве их секций и консолей соосными несущими однолопастными винтами, размещенными в полностью симметричной и синхронно-сбалансированной ДСНС-Х2 и работающими совместно с маршевой тягой ДРС-Х1 в ЗКК, продольная ось которого размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей при виде сбоку соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом в ДРС-Х1 в ЗКК с упомянутым толкающим винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания им маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х1 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения как пары верхних и нижних, так и пары левых и правых рулей высоты ЗКК, изменяющих соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленными на выходе соответственно как слева и справа от задних боковых поверхностей подфюзеляжного киля, так и снизу и сверху на величину половины радиуса меньшего винта от центра ЗКК, внешние концы которых отогнуты к его центру и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение рулей высоты вверх-вниз на углы атаки ±15°, причем соосные однолопастные несущие винты, создающие воздушные потоки, которые, снижая шум и вибрации, но и уменьшая аэродинамическую интерференцию, не взаимодействуют с меньшим винтом в ЗКК и выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от соосных несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте несущих винтов, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные несущие винты вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжа от кормовой к носовой его части и, как следствие, обеспечивает устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечного и путевого управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком хвостовой балки, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух, например, газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД) обеспечивается главным многоуровневым и кормовым редукторами на однолопастные большие винты ДСНС-Х2 и меньший винт ДРС-Х1 в ЗКК соответственно 90% и 10% от располагаемой взлетной их мощности на вертолетных режимах полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρN=3,04 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных несущих винтов перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на меньший винт ДРС-X1 в ЗКК, но и обратно.1. The unmanned high-speed helicopter-plane, made according to the twin-screw coaxial scheme, has an engine that transmits torque through the main gearbox and the transmission shaft system to the bearing coaxial three-blade propellers and the rear screw mounted respectively above the center of mass and at the end of the tail boom behind the tail unit, characterized in that it is equipped with two systems with different-sized propellers in the propulsion-steering (DRS) and the aforementioned twin-screw coaxial bearing (ДСНС), including under the wings of a closed structure (КЗК) in the ДСН -X2 pair with opposite rotation of the single-blade large propellers with profiled reverse constriction counterweights, ensuring the creation of vertical thrust only during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and at least one DRS-X1 with a smaller screw mounted in the rear annular channel (ZKK), both for creating control moments when fulfilling GDP and freezing, and for marching thrust during high-speed horizontal flight and two fixed wing blades of the upper and lower coaxial screws placed respectively directly above the fuselage and under the fairing of the first swept wing (UCS), which has a reverse narrowing of its internal sections, but also behind it in the middle of the span of each half wing on the wing gondolas, upward deflection nodes in the parking configuration of the trapezoidal end parts with external flappers of the UCS of the KZK system, rear with by reverse constriction, the wing of the reverse sweep (CBS) of which is secured by its tips at the ends and upper parts of the UCF underwing gondolas extended beyond the trailing edge of the UCS, the inner sections of which form when the rhomboid configuration with consoles of the posterior backbone, the root parts of which are in turn mounted on the tips of the developed vertical keel, which, when viewed from the front, forms equal left and right triangular configurations and is mounted along the axis of symmetry together with the CCK so that it is located above its upper outer part the rudder end part of the keel, the front and rear edges of which are moved forward and backward of the corresponding parts of the ZKK, and is configured to convert its flight configuration after e implementation of the KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with ДСНС-Х2 and steering gear ДРС-Х1 to the corresponding high-speed rotorcraft or airplane with cruise engine ДРС-Х1, respectively, with single-blade rotors operating at the modes close to their autorotation or with fixed upper wing blades and lower bearing coaxial screws, the blades of which are placed perpendicular to the plane of symmetry and are carried out from the latter outward in opposite directions, increasing both the area and the bearing capacity of the SCC system, and forming with its UCS the circuit freely bearing a highly located biplane, but also vice versa, while the coaxial single-blade lower and upper rotors mounted on the corresponding output shafts of the main gearbox, the upper hollow of which is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the latter, which is rigidly fixed with its lower end to the body the inner lower part of the main gearbox, and the upper one is centered relative to its upper shaft by means of a bearing assembly so that the upper part of the support protruding from the shaft is fixed and together with the central wing of the UCS in the upper teardrop-shaped fairing, the UCS and the rear CBS, having a large elongation and equipped respectively with internal flaps and the entire span of the flaps, are made with a positive and negative transverse V angle, respectively, while the internal sections of the CSC with the rear CBS are equal area, which is 60% of the total area of the KZK system, and the outer end parts of the UCS, which in turn have an area of 66.67% of the area of the UCS, deviating up and installing vertically, reduce there are losses in the vertical thrust of the DSNS-X2 by 40% when the GDP and freezing are met, and the internal sections of the UCS and the rear CBS with backward narrowing consoles, creating on the rotorcraft horizontal flight in the zone of maximum inductive airflow velocities from the corresponding rotors, the possibility of increasing the lifting coefficient their strength and their bearing capacity, especially when blowing their sections and consoles with coaxial single-blade rotor screws placed in a fully symmetrical and synchronously balanced DSNS-X2 working in conjunction with the DRS-X1 marching thrust in the CCZ, the longitudinal axis of which is located either above or along the longitudinal line, passing from the side, respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a converging moment, while DRS-X1 in ZKK with the said pusher propeller having both rigid fastening of the blades and the ability to change its general pitch and set its blades to the vane position after stopping and fixing for emergency operation and landing with autorotating rotors, but also the possibility of creating marching thrust during horizontal high-speed flight, as well as direct and reverse horizontal thrust DRS-X1 during GDP and hovering for corresponding translational movement along its longitudinal axis and performing intensive blowing after preliminary in-phase and differential deviation of both a pair of upper and lower, and a pair of left and right elevators ZKK, changing respectively the longitudinal and transverse balancing when performing GDP and jaws installed at the exit, respectively, to the left and to the right of the rear lateral surfaces of the ventral keel, and to the bottom and top by half the radius of the smaller screw from the center of the ZKK, the outer ends of which are bent to its center and have developed limbs with sweep along the leading edge, which ensures deviation of elevators up and down by angles of attack of ± 15 °, and coaxial single-blade rotors creating air currents, which, reducing noise and vibration, but also reducing aerodynamic interference, do not interact comfort with a smaller screw in the CCZ and performed without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also creating full compensation of reactive torques from the coaxial rotors with the opposite direction of rotation between the rotors in a spaced pair along the height of the rotors, for example, when viewed from above, the upper and lower single-blade rotors rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades pass over the left and the right sides of the fuselage from the aft to the bow and, as a result, eliminates the gyroscopic effect, a harmonious combination of lateral and directional control when performing GDP and hovering and creating a smoother airflow around the tail beam, and when performing GDP and hovering, a smooth redistribution of power from two, for example, gas-turbine or turbodiesel engines (gas turbine engines or gas turbine engines) is provided by the main multi-level and stern gearboxes for single-blade large propellers ДСНС-Х2 and ме shy screw TRU-X1 in the CCZ respectively 90% and 10% of the available power at the takeoff of the helicopter flight conditions when the specific load capacity equal SU ρ N = 3,04 kg / hp., and aircraft flight modes when respective recorded 80% of the take-off power of the SU by the transmission system is redistributed by the wing-blades of the upper and lower single-blade rotors to the smaller screw DRS-X1 in the ZKK, but also vice versa.
2. Беспилотный скоростной вертолет-самолет по п. 1, отличающийся тем, что для корабельного его базирования упомянутые верхняя и нижняя лопасти-крылья соосных несущих винтов снабжены в стояночной конфигурации возможностью после их остановки фиксированного размещения и установки при виде сверху их лопастей-крыльев по оси симметрии, причем упомянутые однолопастные винты с упомянутыми профилированными противовесами обратного сужения, имеющими радиус (rпп), определяемым из соотношения: rпп=0,3⋅Rнв, м (где: Rнв - радиус однолопастных несущих винтов), при этом каждый упомянутый профилированный противовес, имеющий корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,3 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,3 раза меньше его корневой хорды, выполнен с законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане конфигурацию с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму.2. An unmanned high-speed helicopter-plane according to claim 1, characterized in that for ship-based it, the said upper and lower blades-wings of coaxial rotors are equipped in the parking configuration with the possibility, after they are stopped, of fixed placement and installation when viewed from above of their wing-blades according to axis of symmetry, said screws with said single blade profiled counterweights reverse constriction having a radius (r nn) determined from the relation: r = 0,3⋅R claims HB, m (where: R HB - single blade radius carrier int)), with each of these profiled counterweights having the root and end chords respectively equal and 1.3 times the root chord of the rotor, which in turn has the end chord of the wing-blade 1.3 times smaller than its root chord, a tip having an external arcuate and mirror-positioned inner line, forming an ellipsoidal configuration in plan with its larger axis, mating with the corresponding edges of the profiled counterweight, forming its streamlined shape.
3. Беспилотный скоростной вертолет-самолет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые соосные нижний и верхний несущие винты, выполненные с системой обтекателей, включающей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос между лопастью нижнего и верхнего однолопастных винтов не менее 14% от их радиуса, при этом обтекатель, колонки валов имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок винтов, причем обтекатель колонки валов, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального.3. An unmanned high-speed helicopter-airplane according to claim 1, characterized in that said coaxial lower and upper rotors are made with a fairing system, including both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and fairing of the column of coaxial shafts, located between the corresponding fairing of the bushings and reducing the total resistance and spacing between the blade of the lower and upper single-blade propellers at least 14% of their radius, while the fairing, the column of the shaft having a teardrop shape and a system for preventing uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation, it is mounted so that it has upper and lower slotted gaps made specularly to the elliptical surfaces of the respective fairings of the screw bushings, and the fairing of the shaft column, which facilitates the flow around, reduces the separation of flow and resistance , equipped with a side view of horizontal aerodynamic isometric ridges, parallel mounted three of each of its rear lateral vertics Flax surface so that each central set at the middle thereof and closer to the posterior edge having a reverse sweep, and upper and lower aerodynamic ridges in turn installed farther away and thus equidistant from the center.