RU2370414C1 - Multipurpose helicopter airplane with remote control - Google Patents
Multipurpose helicopter airplane with remote control Download PDFInfo
- Publication number
- RU2370414C1 RU2370414C1 RU2008105144/11A RU2008105144A RU2370414C1 RU 2370414 C1 RU2370414 C1 RU 2370414C1 RU 2008105144/11 A RU2008105144/11 A RU 2008105144/11A RU 2008105144 A RU2008105144 A RU 2008105144A RU 2370414 C1 RU2370414 C1 RU 2370414C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- tail
- fuselage
- horizontal
- plane
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции дистанционно пилотируемых вертолетов-самолетов, высокоскоростных пилотируемых конвертопланов - преобразуемых винтокрылых самолетов вертикального взлета и посадки с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов и самолетов наземного (безаэродромного) и корабельного (аэродромного) базирования.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of remotely piloted helicopters, high-speed manned convertiplanes - convertible rotorcraft of vertical takeoff and landing with rotary propellers, combining the features of helicopters and aircraft of land (aerodrome-free) and ship (airfield) based.
Известен дистанционно пилотируемый летательный аппарат мод. «Пчела-2» (Россия) [1, стр.690], содержащий моноплан с высокорасположенным прямым крылом, силовую установку, включающую двигатель с редуктором и толкающим винтом, расположенным в хвостовой части фюзеляжа, кадровую телевизионную камеру и строчный инфракрасный сканер, смонтированными в носовой части фюзеляжа, отсек с парашютом и шасси четырехстоечное рессорного типа для амортизационной посадки.Known remotely piloted aircraft mod. “Bee-2” (Russia) [1, p. 690], containing a monoplane with a high straight wing, a power plant, including an engine with a gearbox and a pushing screw located in the rear of the fuselage, a frame television camera and a horizontal infrared scanner mounted in the nose of the fuselage, the compartment with a parachute and the chassis four-post spring type for shock absorption landing.
Признаки, совпадающие, - наличие в дистанционно пилотируемом летательном аппарате (ДПЛА) аппаратуры (фото, телевизионной и инфракрасной) для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени, а также широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу. Двигатель с толкающим винтом смонтирован в конце хвостовой части фюзеляжа ДПЛА и обеспечивает после старта с катапульты только горизонтальную тягу и только при крейсерском его полете со скорость до 180 км/ч.Signs that coincide are the presence in the remotely piloted aircraft (UAV) of equipment (photo, television and infrared) for field reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time, as well as a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via a television radio channel. An engine with a pushing screw is mounted at the end of the rear part of the UAV fuselage and provides only horizontal traction after launch from the catapult and only when cruising it at a speed of up to 180 km / h.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что способ старта ДПЛА - катапультный, с использованием двух одноразовых пороховых ускорителей и, кстати, весьма дорогих. Вторая - это то, что в ДПЛА мод. «Пчела-2» недостатками являются как вибрации оптической оси телевизионной камеры, порождаемые работой двигателя, так и отдаление ее от центра масс, а также цифровая фильтрация первичного видеосигнала, после чего изображение приобретает несколько искусственно-рисованный вид, и различимость целей невысокая. Третья - это то, что при прямой радиовидимости продолжительность полета ДПЛА составляет не более двух часов, а дальность (радиус) его действия - не более 50 км. Четвертая - это то, что после каждой амортизационной посадки ДПЛА «Пчела-2» повторная укладка парашюта требует специального оборудования для сушки и прессовки, что это весьма сложно и обременительно. Пятая и основная причина неприемлемости поставленной задаче заключается в низкой кратности применения одного летательного аппарата. Среднее количество применений одного ДПЛА до отправки ДПЛА в заводской ремонт или до его списания составляет всего пять раз.Reasons that impede the task: the first is that the method of launching the UAV is catapult using two disposable powder boosters and, by the way, very expensive. The second is that in the UAV mod. “Bee-2” drawbacks are both the vibrations of the optical axis of the television camera generated by the engine, and its distance from the center of mass, as well as digital filtering of the primary video signal, after which the image takes on a somewhat artificially drawn appearance, and the distinguishability of targets is low. The third is that with direct radio visibility, the duration of a UAV flight is no more than two hours, and its range (radius) of its operation is no more than 50 km. The fourth is that after each depreciation landing of the Bee-2 UAV, re-laying the parachute requires special equipment for drying and pressing, which is very difficult and burdensome. The fifth and main reason for the unacceptability of the task lies in the low frequency of use of one aircraft. The average number of applications of one UAV before sending an UAV for factory repair or before its decommissioning is only five times.
Известен дистанционно пилотируемый летательный аппарат мод. «Пионер-1» (Израиль) [1, стр.690], содержащий моноплан двухбалочной схемы с высокорасположенным прямым свободнонесущим крылом, двухкилевое оперение, смонтированное к консолям крыла и снабженное стабилизатором, аппаратуру для телевизионного и инфракрасного наблюдения местности, смонтированную под фюзеляжем и центром масс, с задним расположением силовую установку, включающую двигатель с редуктором и толкающим винтом, трехстоечное колесное шасси, неубирающееся с передней опорой.Known remotely piloted aircraft mod. "Pioneer-1" (Israel) [1, p. 690], containing a monoplane of a two-beam scheme with a highly located direct free-standing wing, a two-fin plumage mounted to the wing consoles and equipped with a stabilizer, equipment for television and infrared observation of the area mounted under the fuselage and center mass, rear-mounted power plant, including an engine with a gearbox and a pushing screw, three-post wheel chassis, fixed gear with front support.
Признаки, совпадающие, - наличие моноплана двухбалочной схемы с трехколесным шасси и передней опорой. Разнесенные балки соединяют крыло с двухкилевым оперением, которое снабжено стабилизатором. Обеспечение длительных полетов днем и ночью для телевизионного или инфракрасного наблюдения местности и целей на ней в реальном масштабе времени. При аэродромном базировании и взлете (посадке) по-самолетному удаление ДПЛА от базовой автоматизированной рабочей станции допустимо на расстоянии до 70 км и наличии прямой радиовидимости. Кроме того, оператор комплекса может как контролировать и корректировать его полет по командно-телеметрической радиолинии, так и наблюдать телевизионное изображение подстилающей поверхности от целевой нагрузки ДПЛА, поступающее по телевизионному радиоканалу.Signs that coincide are the presence of a monoplane of a two-beam scheme with a three-wheeled chassis and a front support. Spaced beams connect the wing with a two-fin plumage, which is equipped with a stabilizer. Providing long flights day and night for television or infrared observation of the terrain and targets on it in real time. With airfield basing and take-off (landing) by plane, the removal of UAVs from the base automated workstation is permissible at a distance of up to 70 km and the presence of direct radio visibility. In addition, the operator of the complex can both control and correct his flight via the command-telemetric radio line, as well as observe the television image of the underlying surface from the target load of the UAV, received via the television radio channel.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что оптическая и акустическая заметность ДПЛА весьма значительная и составляет дальность обнаружения по шуму и невооруженным глазом - 3,0 км. Вторая - это то, что диапазон высот применения ДПЛА - 100…3500 м при скорости полета 100…130 км/ч. Третья - это то, что телевизионная разведывательная аппаратура по надежности разведывательных данных и распознавании небольших предметов через его телевизионную систему низкая, и распознать объект с точностью до типа, более того до конкретного экземпляра, с барражирующего беспилотного летательного аппарата в реальном масштабе времени непросто.Reasons that impede the task: the first is that the optical and acoustic visibility of the UAV is very significant and makes up the detection range by noise and naked eye - 3.0 km. The second one is that the altitude range of the UAV application is 100 ... 3500 m at a flight speed of 100 ... 130 km / h. The third is that television reconnaissance equipment is low in reliability of reconnaissance data and the recognition of small objects through its television system, and it is not easy to recognize an object with accuracy up to, moreover, a specific instance, from a barrage unmanned aerial vehicle in real time.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является сверхлегкий экспериментальный самолет с укороченным взлетом и посадкой (Россия) [2, стр.37], представляющий собой моноплан с горизонтальным оперением и со среднерасположенным трапециевидным крылом, имеющим впереди его наплывы, содержащий короткий фюзеляж, силовую установку, включающую двигатель, редуктор и с задним расположением поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную тягу и соответствующим отклонением между разнесенного двухкилевого оперения вертикальную или наклонную тягу, отсек для целевой нагрузки, расположенный в фюзеляже под центром масс, трехстоечное колесное шасси, неубирающееся с передней носовой опорой.Closest to the proposed invention is an ultralight experimental aircraft with a short take-off and landing (Russia) [2, p. 37], which is a monoplane with horizontal plumage and with a mid-trapezoidal wing, with its influx ahead, containing a short fuselage, a power plant including engine, gearbox and rear-mounted rotary screws for horizontal traction and a corresponding deviation between a spaced two-keel plumage vertical or inclined t gu payload bay, located in the fuselage below the center of mass, tricycle wheeled chassis, a front non-retractable nose wheel.
Признаки, совпадающие, - наличие моноплана с горизонтальным оперением и со среднерасположенным трапециевидным крылом, снабженным наплывами с прямой стреловидностью и разнесенным двухкилевым оперением, поворотными (отклоняемыми между разнесенным двухкилевым оперением) соосными винтами, расположенными в задней части фюзеляжа и обеспечивающими горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 60°, соответственно, при посадке с коротким пробегом и укороченным взлетом. Трехстоечное колесное шасси с передней носовой опорой.Signs of coincidence are the presence of a monoplane with horizontal tail and with a mid-positioned trapezoidal wing, equipped with influxes with straight sweep and spaced two-keel plumage, rotary (deflected between the separated two-keel plumage) coaxial screws located in the rear of the fuselage and providing a horizontal downward draft and providing horizontal thrust from a horizontal position, vertical by an angle of 90 ° or inclined draft by an angle of 60 °, respectively, when landing with short mileage and reproach chennym takeoff. Three-post wheeled chassis with front nose support.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что средства аэродинамической балансировки при помощи подвижных консолей крыла предопределяют конструктивно сложное трапециевидное крыло, снабженное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что подвижные консоли крыла с увеличением их угла отклонения в плоскости хорды крыла вперед на некоторые углы на переходных режимах полета создают опасность появления пикирующего момента до создания горизонтальным оперением необходимой парирующей силы, что снижает надежность и безопасность. Это предопределяет удаление горизонтального оперения от центра масс и, следовательно, увеличение длины разнесенных балок и планера, что создает проблемы при транспортировании и ограничивает мобильность, а также усложняет продольную балансировку на переходных режимах полета и не обеспечивает достаточную стабильность управления. Третья - это то, что при взлете и посадке самолета соосные трехлопастные винты, имеющие взаимно противоположное вращение, при помощи гидравлического привода поворачиваются относительно оси редуктора вниз, создавая тем самым вертикальную тягу (двухбалочная схема в полной мере способствует свободному отклонению винтов между разнесенных балок). При этом вынужденно близкое расположение осевой вертикальной линии соосных винтов к центру масс самолета предопределяет в отклоненном вниз положении затенение их межбалочной частью крыла, создавая при этом значительную потерю в вертикальной тяге. В такой двухвинтовой соосной схеме присутствует и неблагоприятное взаимное влияние спаренных винтов, которое в отдельных случаях может приводить к их перехлесту, а также весьма сложная схема редукции. Все это ограничивает повышение взлетного веса и увеличение весовой отдачи, эксплуатационных характеристик и показателей транспортной эффективности, а также максимальной крейсерской скорости полета.Reasons that impede the task: the first is that the means of aerodynamic balancing with the help of movable wing consoles predetermine a structurally complex trapezoidal wing equipped with a complex system of rotation and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability. The second is that the moving wing consoles, with an increase in their deflection angle in the plane of the wing chord forward by some angles during transitional flight modes, create the danger of a diving moment until the necessary horizontal force is created by the plumage, which reduces reliability and safety. This determines the removal of the horizontal tail from the center of mass and, consequently, the increase in the length of spaced beams and gliders, which creates transportation problems and limits mobility, as well as complicates longitudinal balancing during transient flight modes and does not provide sufficient control stability. The third is that during take-off and landing of the aircraft, coaxial three-bladed propellers having mutually opposite rotation, with a hydraulic drive, rotate downward from the gearbox axis, thereby creating vertical traction (a two-beam design fully contributes to the free deflection of the screws between the spaced beams). In this case, the forced close proximity of the axial vertical line of the coaxial propellers to the center of mass of the aircraft predetermines shading in the downward deflected position by their inter-beam part of the wing, creating a significant loss in vertical thrust. In such a twin-screw coaxial scheme, there is also an adverse mutual influence of twin screws, which in some cases can lead to their overlap, as well as a very complex reduction scheme. All this limits the increase in take-off weight and the increase in weight return, operational characteristics and indicators of transport efficiency, as well as maximum cruising flight speed.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном сверхлегком экспериментальном самолете с укороченным взлетом и посадкой значительного повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, упрощения конструкции и повышения безопасности и управляемости при переходных маневрах, повышения эксплуатационных характеристик и показателей транспортной эффективности, а также аэродинамической эффективности, улучшения решения проблемы асимметричности осевой нагрузки и уменьшения рыскания на самолетных режимах полетов, упрощения продольного управления при висении и улучшения взлетно-посадочных характеристик.The present invention solves the problem in the aforementioned known ultralight experimental aircraft with a short take-off and landing to significantly increase take-off weight and increase weight return, simplify the design and increase safety and controllability during transitional maneuvers, increase operational characteristics and indicators of transport efficiency, as well as aerodynamic efficiency, improve solving the problem of axial load asymmetry and yaw reduction in airplane flight modes, simplification of longitudinal control during hovering and improvement of take-off and landing characteristics.
Отличительным признаком предлагаемого изобретения от указанного выше известного сверхлегкого экспериментального самолета с укороченным взлетом и посадкой, наиболее близкого к нему, является наличие того, что он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета двухвинтовой продольной схемы в полетную конфигурацию самолета с расположенными тандемом носовым и хвостовым, соответственно, тянущим и толкающим винтами и обратно, при этом удобообтекаемой формы фюзеляж, имеющий разноуровневые носовую и хвостовую его части и представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль, дополнительно оснащен носовым редуктором, выходной вал которого снабжен возможностью его поворота с тянущим винтом относительно оси редуктора вверх от горизонтального положения вдоль плоскости симметрии, а выходной вал хвостового редуктора с толкающим винтом - вниз синхронно носовому, причем горизонтальные оси выходных валов носового и хвостового редукторов, смонтированных на разных уровнях, расположены относительно плоскости средней линии крыла, соответственно, ниже и вдоль последней, при этом горизонтальная ось выходного вала носового редуктора размещена вдоль плоскости средней линии цельноповоротного горизонтального оперения, смонтированного перед наплывами, имеющими в плане V-образные изломы, образующие переменную стреловидность по передним их кромкам и объединяющие фюзеляж и крыло в единую плавнообразованную конструкцию, киль-шайбы хвостового оперения, установленные на консолях крыла, вынесены и за его заднюю кромку, смонтированы на гондолах, продленных и за носок крыла в точки сопряжения передних кромок крыла и наплывов, при этом в передних окончаниях каждой гондолы смонтированы две телевизионные камеры переднего панорамного видового обзора горизонта, обеспечивающие условия истинно дистанционного пилотирования оператором, трансмиссия оснащена синхронизирующим валом, проложенным внутри фюзеляжа и вдоль плоскости симметрии, обеспечивающим равномерное распределение мощности между носовым и хвостовым винтами.A distinctive feature of the invention from the aforementioned known ultralight experimental aircraft with a short take-off and landing, closest to it, is the fact that it is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme to the flight configuration of the aircraft with the bow and tail located in tandem, respectively, by pulling and pushing screws and vice versa, while having a streamlined shape of the fuselage having different levels of nose and tail about the part and representing an S-shaped profile in the plane of symmetry, is additionally equipped with a nose gear, the output shaft of which is provided with the ability to rotate it with the pulling screw relative to the gearbox axis upwards from a horizontal position along the symmetry plane, and the output shaft of the tail gearbox with the pushing screw - down synchronously bow, and the horizontal axis of the output shafts of the nose and tail gears mounted at different levels are located relative to the plane of the midline of the wing, respectively , lower and along the latter, while the horizontal axis of the output shaft of the nose gear is placed along the midline plane of the all-turning horizontal tail mounted before the influxes, which have V-shaped fractures in plan, forming a variable sweep along their front edges and combining the fuselage and wing into a single smoothly formed the design, tail fin keel washers mounted on the wing consoles, are extended beyond its trailing edge, mounted on gondolas, extended by the wing toe to the mating points the front edges of the wing and sagging, while in the front ends of each nacelle mounted two television cameras front panoramic panoramic view of the horizon, providing the conditions for truly remote piloting by the operator, the transmission is equipped with a synchronizing shaft, laid inside the fuselage and along the symmetry plane, ensuring uniform power distribution between the nose and tail rotors.
Благодаря наличию этих признаков это позволит упростить конструкцию и полностью исключить разнесенные балки и механизмы, отклоняющие консоли крыла в плоскости хорды вперед на некоторые углы, соответствующие условиям балансировки при переходных режимах полета. Дистанционно пилотируемый вертолет-самолет снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета двухвинтовой продольной схемы в полетную конфигурацию самолета с расположенными тандемом носовым и хвостовым, соответственно, тянущим и толкающим винтами и обратно, при этом удобообтекаемой формы фюзеляж, имеющий разноуровневые носовую и хвостовую его части и представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль, оснащен носовым редуктором, выходной вал с винтом которого снабжен возможностью их отклонения относительно оси редуктора вверх от горизонтального положения вдоль плоскости симметрии, а выходной вал хвостового редуктора с винтом - вниз синхронно носовому. Это позволит повысить эффективность винтомоторной группы, а также значительно увеличить взлетный вес и весовую отдачу. Горизонтальные оси выходных валов носового и хвостового редукторов смонтированы относительно плоскости средней линии крыла, соответственно, ниже и вдоль последней, при этом горизонтальная ось первого вала расположена вдоль плоскости средней линии цельноповоротного горизонтального оперения, смонтированного перед наплывами, передняя кромка которых выполнена в плане в виде V-образных изломов, объединяющих фюзеляж и крыло в единую плавнообразованную интегральную конструкцию. Это позволит повысить эффективность аэродинамической схемы и уменьшить рыскание за счет того, что тандемное расположение винтов на самолетных режимах полета улучшает решение проблемы асимметричности осевой нагрузки. Кроме того, воздушные потоки, создаваемые толкающим винтом, интенсивно обдувают верхнюю поверхность плоскости крыла и, тем самым, значительно улучшают взлетно-посадочные характеристики. Киль-шайбы хвостового оперения, установленные на консолях крыла, вынесены и за его заднюю кромку, смонтированы на гондолах, продленных и за переднюю кромку крыла в точки ее сопряжения с V-образными изломами наплывов, при этом в передних окончаниях каждой гондолы смонтированы две телевизионные камеры переднего панорамного видового обзора горизонта. Это значительно повышает путевую устойчивость, создает условия истинно дистанционного пилотирования и управления оператором с наземного (корабельного) пульта многоцелевого беспилотного вертолетно-самолетного комплекса.Due to the presence of these features, this will simplify the design and completely eliminate spaced beams and mechanisms deflecting the wing consoles in the plane of the chord forward by some angles corresponding to balancing conditions during transitional flight conditions. A remotely piloted helicopter-plane is equipped with the ability to convert its flight configuration from a twin-screw longitudinal scheme into a flight configuration of the nose and tail, respectively, pulling and pushing propellers and vice versa, while the fuselage has a streamlined shape having different levels of its nose and tail parts and which is an S-shaped profile in the plane of symmetry, is equipped with a nose gear, the output shaft with a screw of which is equipped with the possibility of their deviation from relative to the axis of the gearbox upward from a horizontal position along the plane of symmetry, and the output shaft of the tail gearbox with a screw - down synchronously to the bow. This will increase the efficiency of the propeller group, as well as significantly increase take-off weight and weight return. The horizontal axis of the output shafts of the nasal and tail gears are mounted relative to the plane of the midline of the wing, respectively, lower and along the latter, while the horizontal axis of the first shaft is located along the plane of the midline of the rotational horizontal tail mounted before the influx, the front edge of which is made in plan in the form of V -shaped kinks combining the fuselage and wing into a single smoothly formed integral design. This will increase the efficiency of the aerodynamic scheme and reduce yaw due to the fact that the tandem arrangement of the propellers in airplane flight modes improves the solution to the problem of axial load asymmetry. In addition, the air currents generated by the thrust propeller intensively blow around the upper surface of the wing plane and, thereby, significantly improve take-off and landing performance. The tail fin keel washers mounted on the wing consoles are also extended beyond its trailing edge, mounted on gondolas, extended beyond the leading edge of the wing to the points of its interface with the V-shaped kinks of inflows, while two television cameras are mounted at the front ends of each gondola front panoramic view of the horizon. This significantly increases track stability, creates the conditions for truly remote piloting and operator control from the ground (ship) console of a multi-purpose unmanned helicopter-aircraft complex.
Предлагаемое изобретение многоцелевого дистанционно пилотируемого вертолета-самолета (ДПВС) и варианты его использования в условиях различной полетной конфигурации иллюстрируются общими видами, представленными на фиг.1…3.The present invention, a multi-purpose remotely piloted helicopter aircraft (RPA) and its use in different flight configurations are illustrated by the general views presented in figure 1 ... 3.
На фиг.1 изображен ДПВС в полетной конфигурации самолета, общий вид в триметрической проекции с расположением тандемом поворотных винтов носового и хвостового в двухвинтовой движительной системе на крейсерских режимах полета.Figure 1 shows the RPA in the flight configuration of the aircraft, a General view in trimetric projection with the location of the tandem of the rotary propellers of the nose and tail in a twin-screw propulsion system at cruising flight modes.
На фиг.2 изображен ДПВС в вертолетоподобной полетной конфигурации, общий вид в изометрической проекции с расположением поворотных винтов в двухвинтовой продольной движительной системе на режимах вертикального взлета, посадки и висения.Figure 2 shows the RPA in a helicopter-like flight configuration, a General view in isometric projection with the location of the rotary screws in a twin-screw longitudinal propulsion system in the modes of vertical take-off, landing and hovering.
На фиг.3 изображен ДПВС в полетной конфигурации самолета, общий вид в изометрической проекции с расположением носового и хвостового поворотных винтов, отклоненных на угол 65°, при взлете с коротким разбегом и посадке с коротким пробегом.Figure 3 shows the RPA in the flight configuration of the aircraft, a General view in isometric projection with the location of the nose and tail rotary screws deflected by an angle of 65 ° during take-off with a short take-off and landing with a short range.
Многоцелевой дистанционно пилотируемый вертолет-самолет, выполненный по аэродинамической схеме «утка» блочно-модульной конструкции и представленный на фиг.1…3, содержит удобообтекаемой формы фюзеляж 1, имеющий разноуровневые носовую и хвостовую его части и представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль. Среднерасположенное трапециевидное крыло 2 имеет впереди его наплывы 3 с V-образными в плане изломами, плавно переходящими в концевые части 4 крыла 2 и объединяющими фюзеляж 1 и крыло 2 в единую плавнообразованную интегральную конструкцию (см. фиг.1). Перед наплывами 3 крыла 2 смонтировано переднее цельноповоротное горизонтальное оперение (ЦПГО) 5. Гондолы 6, продленные от носка крыла 2 и за заднюю его кромку, соединяют крыло 2 с разнесенным двухкилевым оперением, киль-шайбы 7 которого, установленные на консолях крыла 2, вынесены и за заднюю его кромку и снабжены рулями направления 8. Крыло 2, имеющее рулевые поверхности 9 и 10, работающие в режиме закрылок и элеронов, снабжено для улучшения устойчивости и управляемости ДПВС в полете концевыми частями 4 крыла 2, отклоненными вверх. При этом концевые части 4 выполнены отклоняющимися вверх от гондол 6 и отсоединяющимися (могут открепляться по необходимости для удобства транспортирования). Силовая установка располагается в фюзеляже 1 и смонтирована в моторном отсеке, который изолирован от других противопожарными перегородками. Двигатель силовой установки; например поршневой (на фиг.1…3 не показан), размещен в зависимости от обеспечения правильного расположения центра масс в передней или задней части фюзеляжа 1 и установлен с максимальной его простотой обслуживания и эксплуатации. Мощность от двигателя передается поворотным винтам посредством системы трансмиссии, связанной с носовым и хвостовым редукторами (на фиг.1…3 не показаны). Выходной вал первого снабжен возможностью его поворота с тянущим винтом 11 относительно оси редуктора вверх от горизонтального положения вдоль плоскости симметрии, а выходной вал второго редуктора с толкающим винтом 12 - вниз синхронно первому (см. фиг.2). При этом поворот винтов тянущего 11 и толкающего 12, преобразующий его полетную конфигурацию самолета с тандемнорасположенными носовым и хвостовым винтами в вертолетоподобную конфигурацию двухвинтовой продольной схемы, осуществляется с помощью электромеханических приводов. Воздушные винты 11 и 12, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены трехлопастными, лопасти трапециевидной формы в плане, угле- и стеклопластиковые, установлены в обтекателях 13. В каждом обтекателе 13 имеется спереди кок 14 для широкого диапазона изменения углов установки лопастей винтов 11 и 12. Каждый редуктор воздушного винта тянущего 11 и толкающего 12 посредством синхронизирующего вала связан с двигателем. Синхронизирующий вал, проложенный внутри фюзеляжа и вдоль плоскости симметрии, обеспечивает равномерное распределение мощности между винтами 11 и 12, при этом специальная муфта свободного хода (на фиг.1…3 не показаны) позволяет отключить двигатель при его отказе и осуществлении посадки на режиме авторотации (самовращения) винтов 11 и 12.Multipurpose remotely piloted helicopter-plane, made according to the aerodynamic model “duck” of a block-modular design and shown in FIGS. 1 ... 3, contains a
Для размещения целевой нагрузки - аппаратуры (фото, телевизионной и инфракрасной) для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени, а также широкополосного передатчика с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу на ДПВС предусмотрен отсек 15, расположенный в фюзеляже 1 и под центром масс. Возврат его в точку взлета по активизированному маршруту. В целевую его нагрузку может входить оборудование: гиростабилизированная кадровая телевизионная камера и строчный инфракрасный сканер, радиолокационная станция и аппаратура ретрансляции. Отсек целевого оборудования закрыт радиопрозрачным обтекателем. Дальность связи может составлять: по радиоканалу и прямой радиовидимости (из-за кривизны Земли) на удалении от наземного (корабельного) пульта управления до 250 и 450 км при высоте полета не ниже, соответственно, для поршневых ДПВС 4 км и для турбовинтовых - 10 км.To accommodate the target load - equipment (photo, television and infrared) for field reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time, as well as a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via a television radio channel to the RPA,
Киль-шайбы 7 разнесенного оперения, снабженные форкилями и установленные на консолях крыла 2, вынесены и за его заднюю кромку, смонтированы на гондолах 6, продленных и за носок крыла 2 в точки сопряжения передних кромок крыла 2 и наплывов 3. При этом в передних окончаниях каждой гондолы 6 смонтированы две телевизионные камеры 16 переднего видового обзора горизонта. При наземном и, особенно, при корабельном базировании ДПВС обе телекамеры 16 предназначены для панорамного видового обзора и истинно дистанционного пилотирования оператором с наземного (корабельного) пульта многоцелевого беспилотного вертолетно-самолетного комплекса по изображению горизонта и, особенно, палубных надстроек. Взаимное их расположение, ограничивающее обзор оператора, в большей мере приводят к усложнению проблемы посадки ДПВС на палубу корабля и требуют от него высокого мастерства. Избыточная тяговооруженность силовой установки, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, при этом в случае отказа ее двигателя поворотные винты 11 и 12 обеспечивают посадку на режиме их авторотации, что повышает безопасность полетов. Шасси, неубирающееся, трехопорное. Главные боковые опоры с колесами 17 смонтированы по бокам короткого фюзеляжа 1 в кормовой его части, а вспомогательная опора с передним колесом 18 установлена в носовой его части.Kil-
Управление ДПВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага винтов тянущего 11 и толкающего 12 и отклонением концевых частей 4 и рулевых поверхностей 5, 8, 9 и 10, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и передним ЦПГО 5, горизонтальная тяга - винтами 11 и 12, на режиме висения только винтами 11 и 12, на режиме перехода - крылом 2 и винтами 11 и 12. Перед вертикальным взлетом, посадкой или висением переднее ЦПГО 5 и закрылки 9 отклоняются на максимальные их углы и поворотные винты 11 и 12 поворачиваются вдоль плоскости симметрии от горизонтального положения, отклоняясь, соответственно, вверх и вниз, устанавливаются вертикально (см. фиг.2). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (Mz), то он парируется отклонением переднего ЦПГО 5, работающего в зоне активного обдува винта 11 и создающего парирующую силу. После установки двух поворотных винтов тянущего 11 и толкающего 12 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной их тяги осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли или палубы корабля и полете вблизи них трехлопастные винты 11 и 12 образуют под ДПВС область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их КПД. Поворотные винты 11 и 12 отклоняются от горизонтального положения на угол 90° и 65°, соответственно, при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом). Для соответствующей посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 17 и 18 неубирающегося шасси.RPA control is provided by the general and differential change in the pitch of the screws pulling 11 and pushing 12 and the deviation of the
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ДПВС осуществляется, как у вертолета двухвинтовой продольной схемы изменением шага винтов носового 11 и хвостового 12, путевое управление - изменением крутящих моментов этих винтов 11 и 12. Поперечное управление обеспечивается незначительным отклонением вверх одной из концевых частей 4, изменяя массовую симметрию, создает момент крена Мx в сторону другой не отклоненной концевой части 4, изменяющим поперечную балансировку при висении. Отсутствие при висении перекрытия носового 11 и хвостового 12 винтов также значительно снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока.When hovering in helicopter flight modes, the RPA is longitudinally controlled, as in a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme, by changing the pitch of the
После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета два поворотных винта 11 и 12 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение. После чего производится горизонтальный крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 8. Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей - переднего ЦПГО 5 и элеронов 10. При полетной конфигурации ДПВС на самолетных режимах полета тянущий винт 11 имеет взаимно противоположное вращение с толкающим винтом 12 для создания горизонтальной тяги, тем самым создает значительное повышение эффективности винтомоторной группы. При его полетной вертолетоподобной конфигурации двухвинтовой продольной схемы реактивные моменты от поворотных винтов 11 и 12, используемых как несущие винты, компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения.After vertical take-off and climb to transition to airplane flight mode, two
Таким образом, многоцелевой ДПВС, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с разнесенным двухкилевым оперением и тандемнорасположенными поворотными винтами, представляет собой конвертоплан. Причем возможность его вертикального взлета и посадки позволяет исключить старт с катапульты, амортизационную посадку на парашюте, требующую специального оборудования для сушки, прессовки и повторной его укладки, а также значительно повысить кратность применения одного ДПВС. При этом отсутствие в его конструкции автомата перекоса для управления циклическим шагом винтов, используемых как несущие винты вертолета двухвинтовой продольной схемы, значительно упрощает и удешевляет его изготовление и эксплуатацию. Что также уменьшает объем регламентных работ и, самое главное, исключает вредные вибрации, создающие неблагоприятные условия для работы других механизмов и снижающие разрешающую способность аэрофотосъемочной и телевизионной аппаратуры, особенно ТВ камеры, т.к. от вибрации уже никакими самыми продвинутыми способами обработки ТВ сигнала утраченную разрешающую способность реально не восстановить. Поэтому тандемнорасположенные поворотные винты с жестким креплением лопастей, создающие вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, обеспечивают как необходимые управляющие моменты, так и высокое качество ТВ сигнала. Кроме того, на самолетных режимах полета ДПВС тандемнорасположенные винты значительно усиливают и интенсивное обтекание носовой части фюзеляжа, включая и наплывы крыла, обеспечивающие высокие несущие свойства при маневрировании на больших углах атаки без сваливания в штопор. При этом его конвертируемая аэродинамическая компоновка моноплана с ЦПГО и поворотными винтами позволяет также существенно улучшить штопорные характеристики и снизить потери аэродинамического качества на балансировку ДПВС, т.к. ЦПГО находится впереди крыла, работая совместно с ним, создает дополнительную подъемную силу и разгружает крыло. Что предопределяет легко реализовать возможность как короткого взлета и посадки, так и, очевидно, короткого взлета и вертикальной посадки. Последнее, весьма, важно при корабельном базировании, т.к. обеспечивает взлет (с максимальной - удвоенной целевой нагрузкой) и вертикальную посадку пустого ДПВС на палубу. Все это повышает эксплуатационные возможности ДПВС и обеспечивает их использование как вертолета и самолета на любых неподготовленных поверхностях земли, т.е. безаэродромное базирование, так и их базирование на аэродромах и, особенно, на кораблях. Поэтому ДПВС, входящие в состав многоцелевого беспилотного вертолетно-самолетного комплекса, могут быть выполнены в наземно-мобильном, аэромобильном и корабельном исполнении.Thus, the multi-purpose RPA, made according to the aerodynamic scheme "duck" with spaced twin-fin plumage and tandem-mounted rotary screws, is a tiltrotor. Moreover, the possibility of its vertical take-off and landing eliminates the launch from the catapult, depreciation landing by parachute, which requires special equipment for drying, pressing and re-laying it, as well as significantly increase the frequency of use of one RPA. At the same time, the absence of a swashplate in its design for controlling the cyclic pitch of the screws used as rotors of a helicopter of a twin-screw longitudinal circuit greatly simplifies and cheapens its manufacture and operation. This also reduces the amount of routine maintenance and, most importantly, eliminates harmful vibrations that create adverse conditions for the operation of other mechanisms and reduce the resolution of aerial photography and television equipment, especially TV cameras, because from vibration, by any of the most advanced methods of processing a TV signal, the lost resolution cannot really be restored. Therefore, tandem-mounted rotary screws with rigid fastening of the blades, creating vertical and corresponding deviation of horizontal traction, provide both the necessary control moments and high quality TV signal. In addition, in aircraft RPA flight modes, tandem-mounted propellers significantly enhance the intensive flow around the nose of the fuselage, including wing inflations, which provide high load-bearing properties when maneuvering at large angles of attack without stalling. At the same time, its convertible aerodynamic layout of the monoplane with a central control center and rotary propellers can also significantly improve the corkscrew characteristics and reduce the loss of aerodynamic quality for balancing the RPA, because CPGO is in front of the wing, working together with it, creates additional lifting force and unloads the wing. What makes it easy to realize the possibility of both short take-off and landing, and, obviously, short take-off and vertical landing. The latter is very important for ship-based, because provides take-off (with maximum - double target load) and vertical landing of empty RPA on deck. All this increases the operational capabilities of the RPA and ensures their use as a helicopter and aircraft on any unprepared ground surfaces, i.e. aerodrome-free basing, and their basing on airfields and, especially, on ships. Therefore, the RPA, which are part of the multi-purpose unmanned helicopter-aircraft complex, can be performed in land-mobile, airmobile and ship performance.
В настоящее время широкое практическое применение поршневых ДПВС для гражданских нужд и вероятными областями их использования могут являться: доставка экстренных грузов специального назначения, экологический мониторинг и патрулирование нефте- и газопроводов, патрулирование транспортных магистралей и охраняемых территорий, противопожарный мониторинг лесных массивов, торфяников и сельхозугодий, трансляции и ретрансляции информации. Корабельное базирование ДПВС позволяет широко применять их и для ледовой разведки, и разведки моря для навигационной проводки судов, а также для патрулирования территориальных вод, наблюдения за важными объектами в системе охраны экономической зоны, рыбоохраны и др.Currently, the widespread practical use of piston RPA for civilian needs and likely areas of their use may include: deliveries of special emergency cargoes, environmental monitoring and patrolling of oil and gas pipelines, patrolling of highways and protected areas, fire monitoring of forests, peat bogs and farmland, Broadcast and relay information. Ship-based RPA allows them to be widely used for ice reconnaissance and sea reconnaissance for navigating vessels, as well as for patrolling territorial waters, monitoring important objects in the protection system of the economic zone, fish protection, etc.
Очевидно то, что, оснастив силовую установку такого ДПВС турбовинтовым двигателем и выполнив стойки трехопорного его шасси убирающимися, становится возможным как достижение максимальной скорости на самолетных режимах его полета до 830 км/ч, так и высоты полета до 10 км. Поэтому, именно, турбовинтовые ДПВС могут обеспечить увеличение тяговооруженности, относительной тяги их силовой установки и реализовать возможность в блочно-модульной его конструкции предусмотреть и варианты исполнений пилотируемых турбовинтовых вертолетов-самолетов.It is obvious that by equipping the propulsion system of such an RPA with a turboprop engine and completing retractable landing gear racks, it becomes possible both to achieve maximum speed in airplane flight modes of up to 830 km / h and a flight altitude of up to 10 km. Therefore, namely, turboprop RPAs can provide an increase in the thrust-to-weight ratio, relative thrust of their power plant and realize the possibility of providing versions of manned turboprop helicopters-aircraft in its block-modular design.
Причем при поисково-разведывательных операциях, когда требуются и длительное нахождение в режиме висения и дальности, и высокие скорости полета, а также, зачастую, и требования корабельного базирования, то, очевидно, незаменимым могло быть использование, именно, турбовинтовых ДПВС, как одного из наиболее перспективного вида преобразуемой винтокрылой беспилотной палубной авиации. При этом, беря во внимание стоимость таких ДПВС и пилотируемых вертолетов и эксплуатационные затраты при их использовании для этих целей, разница стоимости летного часа турбовинтовых ДПВС и пилотируемых палубных вертолетов соосной схемы на порядки несоизмерима, и она не в пользу последних.Moreover, in search and reconnaissance operations, when both a long stay in hovering and range modes, and high flight speeds, as well as, often, ship-based requirements are required, then, obviously, the use of turbo-propelled RPA as one of the most promising type of convertible rotary-wing unmanned deck aircraft. At the same time, taking into account the cost of such RPA and manned helicopters and the operating costs when using them for these purposes, the difference in the cost of flight hours of turbo-propelled RPA and coaxial manned deck helicopters is orders of magnitude incomparable, and it is not in favor of the latter.
Источники информацииInformation sources
1. Егер С.М. Основы авиационной техники. М.: Машиностроение. 2003 г., 720 с.1. Eger S.M. Fundamentals of aviation technology. M .: Engineering. 2003, 720 p.
2. Научно-популярный журнал ВВС. Авиация и космонавтика. №3. 2001 г., с.37.2. Popular science magazine Air Force. Aviation and astronautics.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008105144/11A RU2370414C1 (en) | 2008-02-11 | 2008-02-11 | Multipurpose helicopter airplane with remote control |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2008105144/11A RU2370414C1 (en) | 2008-02-11 | 2008-02-11 | Multipurpose helicopter airplane with remote control |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2370414C1 true RU2370414C1 (en) | 2009-10-20 |
Family
ID=41262902
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008105144/11A RU2370414C1 (en) | 2008-02-11 | 2008-02-11 | Multipurpose helicopter airplane with remote control |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2370414C1 (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2464203C2 (en) * | 2010-08-02 | 2012-10-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | High-speed hybrid drone copter-plane |
| WO2014088443A1 (en) * | 2012-12-04 | 2014-06-12 | КОЛЕСНИК, Яков Александрович | Coaxial high-speed helicopter |
| RU168554U1 (en) * | 2016-10-04 | 2017-02-08 | Сергей Викторович Михеев | High-speed combined helicopter (rotorcraft) |
| CN110329492A (en) * | 2019-06-25 | 2019-10-15 | 李海刚 | Unmanned plane |
| CN113734425A (en) * | 2021-11-05 | 2021-12-03 | 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 | Unmanned helicopter and control system thereof |
-
2008
- 2008-02-11 RU RU2008105144/11A patent/RU2370414C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2464203C2 (en) * | 2010-08-02 | 2012-10-20 | Дмитрий Сергеевич Дуров | High-speed hybrid drone copter-plane |
| WO2014088443A1 (en) * | 2012-12-04 | 2014-06-12 | КОЛЕСНИК, Яков Александрович | Coaxial high-speed helicopter |
| RU168554U1 (en) * | 2016-10-04 | 2017-02-08 | Сергей Викторович Михеев | High-speed combined helicopter (rotorcraft) |
| CN110329492A (en) * | 2019-06-25 | 2019-10-15 | 李海刚 | Unmanned plane |
| CN113734425A (en) * | 2021-11-05 | 2021-12-03 | 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 | Unmanned helicopter and control system thereof |
| CN113734425B (en) * | 2021-11-05 | 2022-02-08 | 尚良仲毅(沈阳)高新科技有限公司 | Unmanned helicopter and control system thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9676479B2 (en) | VTOL aircraft | |
| US5145129A (en) | Unmanned boom/canard propeller v/stol aircraft | |
| US20160244159A1 (en) | Controlled Take-Off And Flight System Using Thrust Differentials | |
| US9139299B2 (en) | Vertical takeoff and landing roadable vehicle | |
| RU2527248C1 (en) | Drone with hybrid power plant (versions) | |
| US9738379B2 (en) | Removable lift assembly for a rotorcraft, and a rotorcraft | |
| US20090014599A1 (en) | Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| CN104364154A (en) | Aircraft, preferably unmanned | |
| CN105711832A (en) | Tilting three-rotor wing long-endurance composite aircraft | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| CA3057560A1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2370414C1 (en) | Multipurpose helicopter airplane with remote control | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2674742C1 (en) | Aircraft rocket complex with unmanned attack helicopter-airplane | |
| CN102161381A (en) | Short takeoff and landing (STOL) small aircraft based on tilting power system | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| US20210253239A1 (en) | Tail sitter stop-fold aircraft | |
| RU2710317C1 (en) | Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter | |
| RU2720592C1 (en) | Adaptive airborne missile system | |
| US20170106977A1 (en) | Aircraft With Polygonal Wings | |
| RU2502641C1 (en) | Twin-fuselage rotorcraft drone | |
| RU2529568C1 (en) | Cryogenic electrical convertiplane | |
| RU2579235C1 (en) | Light convertible high-speed helicopter |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20100212 |