RU2627963C1 - Unmanned rotorcraft with cross-section propellers - Google Patents
Unmanned rotorcraft with cross-section propellers Download PDFInfo
- Publication number
- RU2627963C1 RU2627963C1 RU2016110995A RU2016110995A RU2627963C1 RU 2627963 C1 RU2627963 C1 RU 2627963C1 RU 2016110995 A RU2016110995 A RU 2016110995A RU 2016110995 A RU2016110995 A RU 2016110995A RU 2627963 C1 RU2627963 C1 RU 2627963C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- screws
- rotors
- smaller
- flight
- larger
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
- B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных винтокрылов с перекрещивающимися винтами, движительной системой и распределенной тягой поперечных винтов в несущей схеме Х2+2, снабженной парой разновеликих из них винтов на каждом поворотном секторе-пилоне, смонтированном в переднем продольном секторном проеме каплевидного обтекателя на законцовке крыла и имеющим при виде сбоку редуктор с V-образными валами в обтекателях для меньшего и большего винтов, отклоняемых параллельно оси симметрии от вертикали как вперед и обратно, так и только вперед соответственно для выполнения как вертикального взлета/посадки (ВВП), так короткого взлета/посадки (КВП).The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of unmanned rotorcraft with intersecting propellers, propulsion system and distributed traction of transverse propellers in the X2 + 2 support circuit, equipped with a pair of different-sized propellers on each rotary sector-pylon mounted in the front longitudinal sector opening of the teardrop-shaped fairing at the wingtip and having a side view of the gearbox with V-shaped shafts in the fairings for smaller and larger screws, deflected parallel to the axis of symmetry from the vertics if both forward and back, and accordingly only forward to perform both vertical takeoff / landing (GDP) or short takeoff / landing (DPC).
Известен беспилотный конвертоплан мод. "Eagle Eye" (США), представляющий собой моноплан со среднерасположенным крылом обратной стреловидности и на концах его консолей смонтированы редукторы с тянущими винтами, установленными в поворотных гондолах, при повороте которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, имеющий в центре фюзеляжа двигатель и главный редуктор с синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности между поворотными винтами, двухкилевое оперение и убирающееся в носовой и кормовой отсеки фюзеляжа шасси велосипедной схемы со вспомогательными колесами на концах поворотных гондол.Known unmanned convertiplane mod. "Eagle Eye" (USA), which is a monoplane with a mid-position backward sweep wing and gearboxes with pulling screws mounted in rotary nacelles are mounted on the ends of its consoles; when turned, it is converted into a twin-rotor helicopter with the engine and the main one in the center of the fuselage gearbox with a synchronizing shaft, laid inside the wing and providing uniform power distribution between the rotary screws, two-fin plumage and retractable in the bow and stern compartments yuzelyazha chassis bicycle circuit with auxiliary wheels at the ends of the rotary nacelles.
Признаки, совпадающие - наличие поворотных гондол с поперечными винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, систему трансмиссии с синхронизирующим валом, проложенным внутри крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности силовой установки между поворотными винтами, шасси велосипедной схемы со вспомогательными колесами на концах поворотных гондол.Signs that coincide - the presence of rotary nacelles with transverse screws creating a horizontal and corresponding deviation vertical traction, the range of rotation of the screws from 0 ° to + 97.5 °, a transmission system with a synchronizing shaft laid inside the wing and ensuring uniform distribution of the power plant between the rotary screws, the chassis of the bicycle circuit with auxiliary wheels at the ends of the rotary nacelles.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах крыла поворотных гондол с редукторами и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой поворота винтов и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что диаметры двух винтов ограничены размахом консолей крыла и как, следствие, при висении поток от винтов, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (почти 23%) 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 винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что силовая установка включает один газотурбинный двигатель и, тем самым, снижает надежность крейсерского полета при его отказе. Четвертая - это то, что горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому после его выполнения и при возможном отказе узлов поворота гондол, взлетать и садиться «по-самолетному», как обычный самолет, этот беспилотный конвертоплан не может, так как радиус его поворотных винтов гораздо больше высоты установки гондол на концах крыла и тем более шасси велосипедной схемы имеет вспомогательные колеса на концах гондол, которые могут использоваться только при выполнении ВВП, что также исключает возможность выполнения и КВП. Все это ограничивает увеличения взлетного веса, полезной нагрузки и весовой отдачи, но и улучшения показателей наработки на отказ и безотказности.Reasons that impede the task: the first is that the cantilever placement of rotary nacelles with gears and screws at the wing ends predetermines a structurally complex straight wing equipped with a complex system of turning the screws and wing mechanization, which complicates the design and reduces reliability. The second one is that the diameters of the two screws are limited by the span of the wing consoles and, as a result, when the flow from the screws hangs, blowing over the wing consoles and creating a significant total loss (almost 23%) in their vertical thrust, the high flow rates of the discarded ones are also braked predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can dramatically reduce the thrust force of the screws and create an uncontrollable fall situation, which reduces the stability of control and safety. The third is that the power plant includes one gas turbine engine and, thereby, reduces the reliability of the cruise flight in case of failure. The fourth one is that the horizontal thrust of the propellers is provided only during cruise flight, therefore, after its execution and with the possible failure of the gondola turning units, this unmanned tiltrotor cannot take off and land “in the plane” like a regular plane, since its radius the rotary screws are much larger than the installation height of the nacelles at the ends of the wing, and the more so the chassis of the bicycle circuit has auxiliary wheels at the ends of the nacelles, which can only be used when fulfilling GDP, which also excludes I KVP. All this limits the increase in take-off weight, payload and weight return, but also the improvement in MTBF and uptime.
Известен беспилотный электрический вертолет-самолет модели "Panther" (Израиль), содержащий моноплан двухбалочной схемы с высокорасположенным прямым свободнонесущим крылом, двухкилевое П-образное хвостовое оперение, смонтированное на разнесенных балках к консолям крыла и снабженное прямым стабилизатором, короткий фюзеляж, силовую установку (СУ), включающую два передних поворотных и один задний стационарный электромоторы с тянущими винтами, смонтированные соответственно в передних окончаниях разнесенных балок и на конце короткого фюзеляжа, трехстоечное колесное шасси, неубирающееся с передней опорой.Known unmanned electric helicopter-plane model "Panther" (Israel), containing a monoplane with a two-beam scheme with a highly located direct free-standing wing, a two-keel U-shaped tail assembly mounted on spaced beams to the wing consoles and equipped with a direct stabilizer, a short fuselage, a power plant (SU ), including two front rotary and one rear stationary electric motors with pulling screws, mounted respectively in the front ends of the spaced beams and at the end of the short fusel a, tricycle wheel chassis, with the front support fixed landing.
Признаки, совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы с трехколесным шасси и передней опорой. Разнесенные балки соединяют крыло с двухкилевым П-образным хвостовым оперением. Поперечно-продольной системой управляют три электромотора с винтами, два из которых поворотные установлены спереди разнесенных балок. Беспилотный электрический вертолет-самолет (БЭВС) "Panther" может подниматься на высоту до 3,5 км, находится в воздухе до 6 часов и действовать в радиусе до 60 км от оператора при длительных полетах днем и ночью для телевизионного или инфракрасного наблюдения местности и целей на ней в реальном масштабе времени. БЭВС является тактическим разведывательным летающим аппаратом, сочетающим в себе преимущества и вертолета, и самолета. БЭВС располагает поворотными электромоторами с тянущими винтами и, как вертолет, способен по командно-телеметрической радиолинии совершать вертикальный взлет, посадку и зависание.Signs that coincide - the presence of a monoplane of a two-frame scheme with a three-wheeled chassis and a front support. Spaced beams connect the wing with a two-keel U-shaped tail. The transverse-longitudinal system is controlled by three electric motors with screws, two of which are rotary mounted in front of spaced beams. Panther Unmanned Electric Helicopter Aircraft (BEVS) can rise to a height of up to 3.5 km, is in the air for up to 6 hours and operate in a radius of up to 60 km from the operator during long flights day and night for television or infrared surveillance of the terrain and targets on it in real time. BEVS is a tactical reconnaissance flying device that combines the advantages of both a helicopter and an airplane. BEVS has rotary electric motors with pulling screws and, like a helicopter, is capable of vertical take-off, landing and hovering via a command-telemetric radio line.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что БЭВС трехвинтовой несущей схемы с задним винтом на конце короткого фюзеляжа, используемым только на вертолетных режимах полета, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление на самолетных режимах полета, сложную схему управления электромоторами при независимом вращении трех винтов на вертолетных режимах полета, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при висении поток от двух передних и одного заднего тянущих винтов, обдувая соответственно крыло от его носка и кормовую часть фюзеляжа, создают значительную общую потерю (порядка 14%) 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 винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что расположение в передних окончаниях разнесенных балок поворотных электромоторов с тянущими винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное мощными системами их поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Четвертая - это то, что диапазон высот применения БЭВС - 100…3500 м при взлетном его весе 65 кг. Все это, в конечном итоге, ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the BEVS of a three-screw carrier circuit with a rear rotor at the end of the short fuselage, used only in helicopter flight modes, has increased aerodynamic drag in aircraft flight modes, a complex electric motor control circuit with independent rotation of three screws on helicopter flight modes, low weight return and range. The second one is that when the flow from two front and one rear pulling screws hangs, blowing respectively the wing from its nose and the rear of the fuselage, they create a significant total loss (about 14%) in their vertical thrust, and the high flow rates of the discarded they are predetermined by the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the thrust force of the screws and create an uncontrolled fall situation, which reduces the stability of control and safety. The third is that the arrangement in the front ends of the spaced beams of rotary electric motors with pulling screws determines a structurally complex straight wing equipped with powerful systems for their rotation and mechanization of the wing, which complicates the design and reduces reliability. The fourth is that the altitude range of the BEVS application is 100 ... 3500 m with a take-off weight of 65 kg. All this, ultimately, limits the possibility of further increasing the speed and range, as well as indicators of transport and fuel efficiency.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "К-МАХ" компании «Kaman Aerospace» (США), выполненный с перекрещивающимися двухлопастными винтами, имеет на верхней части фюзеляжа двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор на поперечные несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных от плоскости симметрии влево и право и закрытых обтекателями, содержит вертикальное оперение, имеющее на конце стабилизатора кили, и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is an unmanned helicopter model "K-MAX" company "Kaman Aerospace" (USA), made with intersecting two-bladed propellers, has on the top of the fuselage an engine that transmits torque through the main gearbox to the transverse rotors mounted on long the shafts, inclined from the plane of symmetry to the left and right and covered with fairings, contains a vertical tail, which has a keel at the end of the stabilizer, and a three-leg retractable retractable wheel chassis.
Признаки, совпадающие - вертолет, имеющий два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях и расположенных со значительным перекрытием с небольшим наклоном осей вращения от вертикали. Наклон осей вращения двухлопастных винтов в поперечной плоскости наружу и синхронизация их вращения обеспечивает безопасное прохождение лопастей одного несущего винта над втулкой другого. Втулки несущих винтов имеют упрощенную конструкцию с общим горизонтальным шарниром. Турбовальный двигатель Lycoming T53-L-17A мощностью 1350 л.с. установлен сверху фюзеляжа, между несущими винтами за главным редуктором. Трансмиссия включает главный редуктор, от которого обеспечивается привод обоих перекрещивающихся несущих винтов. Беспилотный вертолет модели "К-МАХ", имеющий диаметр несущих винтов: 14,73 м, длину фюзеляжа: 12,73 м, высоту: 4,14 м, взлетный вес: 5443 кг при весе пустого: 2334 кг, максимальную/крейсерскую скорость полета: 193/185 км/ч, практический потолок: 7010 м и дальность полета: 494 км, может использоваться в специальной авиации как «летающий кран» для транспортировки грузов (массой до 2404 кг при массе топлива 705 кг) на внешней подвеске.Signs that match - a helicopter with two rotors, rotating in opposite directions and located with significant overlap with a slight inclination of the rotation axes from the vertical. The inclination of the axes of rotation of the two-bladed screws in the transverse plane outward and the synchronization of their rotation ensures the safe passage of the blades of one main rotor above the sleeve of the other. The rotor bushings have a simplified design with a common horizontal hinge. 1350 hp Lycoming T53-L-17A turbojet engine mounted on top of the fuselage, between the rotors behind the main gearbox. The transmission includes a main gearbox, from which the drive of both intersecting rotors is provided. K-MAX model unmanned helicopter with rotor diameter: 14.73 m, fuselage length: 12.73 m, height: 4.14 m, take-off weight: 5443 kg with empty weight: 2334 kg, maximum / cruising speed flight: 193/185 km / h, practical ceiling: 7010 m and flight range: 494 km, can be used in special aviation as a “flying crane” for transporting goods (weighing up to 2404 kg with a fuel mass of 705 kg) on an external sling.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что управление по тангажу и крену вертолета с перекрещивающимися несущими винтами изменяемого шага и с управлением циклического их шага значительно осложняет конструкцию, имеют большой объем регламентных работ и является дорогими в эксплуатации, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования и, особенно, когда лопасти несущих винтов наклоняются в точках перекрещивания вперед или назад, влево или вправо одновременно. Путевое управление осуществляется путем изменения дифференциального общего их шага. Вторая - это то, что в вертолете с перекрещивающимися несущими винтами имеет место большая масса хвостовой удлиненной балки и хвостового оперения с развитым вертикальным оперением и стабилизатором с концевыми дополнительными киль-шабами, что увеличивает массу планера и, как следствие, предопределяет малую весовую отдачу. Третья - это то, что хвостовое оперение не имеют поверхностей управления по крену, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов, что ограничивает стабильность поперечно-продольной управляемости и возможность повышения скорости горизонтального поступательного полета и, особенно, с несущими винтами большего диаметра до 14,73 м. Четвертая - это то, что в вертолете двухвинтовой поперечной схемы из-за перекрещивания плоскостей вращения несущих винтов, а значит сложения подъемных сил в месте их перекрещивания, возникает момент кабрирования, то есть подъема носовой части, а его однодвигательная СУ уменьшает и безопасность. Кроме того, перекрещивающиеся несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы 15° от плоскости симметрии в каждую сторону и на 5° вперед по полету, что не полностью компенсирует реактивные моменты несущих винтов в этой схеме на главном редукторе вертолета. Поэтому незначительные моменты по тангажу и курсу компенсируется системой управления. Кроме того, несущие винты не могут наклоняться вперед и назад так, чтобы исключать эффекты вследствие изменений в пространственном положении фюзеляжа, которые весьма ухудшают летно-технические характеристики вертолета, благодаря увеличения аэродинамического сопротивления.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter pitch and roll control with intersecting rotors of variable pitch and cyclic pitch control significantly complicates the design, have a large amount of routine maintenance and are expensive to operate, and constant vibrations arising during the operation of their skew machines, they create unfavorable conditions for the operation of other mechanisms and equipment, and especially when the rotor blades bend forward and at the intersection points and backward, left or right at the same time. Directional control is carried out by changing their differential differential pitch. The second is that in a helicopter with intersecting rotors, there is a large mass of elongated tail boom and tail with a developed vertical tail and stabilizer with additional end keel shafts, which increases the mass of the glider and, as a result, determines a small weight return. The third is that the tail unit does not have roll control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the rotors with automatic tilting machines for roll and pitch control, which limits the stability of transverse-longitudinal controllability and the possibility of increasing the speed of horizontal translational flight and, especially , with rotors of larger diameter up to 14.73 m. The fourth is that in a helicopter of a twin-screw transverse circuit due to the intersection of the planes of rotation of the rotors, which means the addition of lifting forces in the place of their crossing, there is a moment of cabrio, that is, the lifting of the bow, and its single-engine SU reduces safety. In addition, intersecting rotors mounted on long shafts, inclined at angles of 15 ° from the plane of symmetry in each direction and 5 ° forward in flight, which does not fully compensate for the reactive moments of the rotors in this circuit on the main gear of the helicopter. Therefore, minor moments in pitch and course are compensated by the control system. In addition, the rotors cannot be tilted forward and backward so as to exclude effects due to changes in the spatial position of the fuselage, which greatly degrade the flight performance of the helicopter due to increased aerodynamic drag.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "К-МАХ" повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшения поперечной и продольной управляемости, повышения показателей транспортной эффективности, но и скорости, высоты и дальности полета посредством уменьшением диаметра винтов и их наклона для увеличения пропульсивной тяги.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known unmanned helicopter model "K-MAX" to increase take-off weight and increase weight return, reduce the required power for track balancing while hovering and improve lateral and longitudinal controllability, increase indicators of transport efficiency, but also speed, height and flight range by reducing the diameter of the propellers and their tilt to increase propulsive thrust.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "К-МАХ", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен с движительной системой и по концепции распределенной тяги перекрещивающихся винтов (РТПВ), расположенных по схеме РТПВ-Х2+2 и в двух поперечных двухвинтовых модулях на концах крыла, имеющих разновеликие из них винты, установленные на каждом поворотном секторе-пилоне, смонтированном в переднем продольном секторном проеме каплевидного обтекателя на законцовке крыла и снабженном редуктором винтов с верхним расположением V-образных выходных валов, имеющих как бы в V-образном редукторе при виде сбоку соответствующий угол между их осей вращения равный 30° и обеспечивающих размещение меньшего и большего винтов над крылом в верхней полусфере соответственно от вертикали в первом и втором квадрантах и возможность их отклонения параллельно плоскости симметрии вперед и обратно таким образом, что как при совмещении оси симметрии V-образного редуктора и вертикали, так и при отклонении вперед, размещая меньший и больший винты в первом квадранте, соответственно для выполнения как вертикального взлета/посадки (ВВП), так и короткого взлета/посадки (КВП) с обеспечением необходимого и достаточного вклада в подъемные и тяговые усилия дисками каждого меньшего и большего несущего винта, наклоняемыми совместно только к передней части фюзеляжа, но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию пятивинтового винтокрыла или крылатого автожира, имеющего отклоненные от вертикали вперед по полету оси вращения меньшего и большего несущего винтов каждого V-образного редуктора соответственно на угол 35° и 5° или на угол 43° и 13° , но и толкающий винт движительной системы с независимым его вращением только при скоростном горизонтальном полете и задним расположением на конце хвостовой балки за развитым стреловидным U-образным хвостовым оперением, имеющим как рулевые поверхности, обеспечивающие их синфазное и дифференциальное отклонение, так и размах спрямленного участка задней кромки, размещенного в плане перпендикулярно плоскости симметрии, и концевые части которого соответственно больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают подход к нему с боковых сторон, обеспечивающего меньшими и большими винтами соответственно наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с достижением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 3,5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся с отклоненными вперед по полету несущими винтами соответственно на режимах авторотации или близком к их самовращению и созданию пропульсивной и маршевой тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 47,5% или 75% от взлетной мощности силовой установки, 31,66% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на задний толкающий винт, а остальные из 47,5% или 75% мощности перераспределяются через главный и соответствующий V-образный редукторы на несущие винты левой и правой группы, но и обратно, при этом в каждом двухвинтовом модуле, включающем несущие меньший и больший винты, выполненные с жестким креплением лопастей без изменения циклического их шага и с их диаметрами, определяемыми из соотношения: d=0,7065×D, м (где: d и D - диаметры меньшего и большего несущих винтов в левом и правом двухвинтовом модуле соответственно), имеют при выполнении ВВП оси вращения как меньших винтов, отклоненные вперед по полету от вертикальной оси соответствующих V-образных редукторов, разнесенных от оси симметрии на расстоянии, определяемым из соотношения: L=D+0,95bф, м (где: L - межосевое расстояние между двухвинтовых модулей, D - диаметр большего несущего винта, bф -ширина фюзеляжа) и обеспечивающим при этом вращение левого и правого как меньших несущих винтов без соприкосновения с соответствующими бортами фюзеляжа, так и больших несущих винтов, отклоненными от осей вращения меньших винтов назад по полету, выполненными с возможностью свободного их вращения и прохождения наступающих их лопастей над фюзеляжем и тем самым, создающих при выполнении ВВП и зависания гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, при этом между разновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения как в меньшей, так и большей группе винтов, но и одинакового их вращения между разновеликими винтами диагонально расположенной группы винтов, например, при виде с верху по часовой стрелке и против соответственно между винтами левым меньшим с правым большим и между правым меньшим с большим левым винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями параллельно и перпендикулярно оси симметрии, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов бортов фюзеляжа и консолей высокорасположенного крыла обратной стреловидности (КОС), причем разрезное КОС, представляющее собой комбинацию двух с близким расположением друг к другу крыльев, смонтированных уступом с первым крылом выше второго при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки, при этом консоли первого и второго крыльев, являющиеся составными частями разрезного КОС, выполнены по всему размаху соответственно с предкрылком и в виде цельно-поворотных секций, смонтированы их законцовками соответственно по середине и снизу каплевидного обтекателя и имеют как корневые хорды в 
Кроме того, с целью упрощения конструкции трансмиссии и уменьшения массы комбинированной силовой установки, толкающий винт которой выполнен в виде спаренных с противоположным вращением выносного винтовентилятора и газодинамическим его привода от упомянутых ГТД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (πк) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки его потока на привод винтовентилятора, который включает турбину с валом привода винтовентилятора, дополнительную камеру сгорания с регулятор расхода топлива и запалом, центральное тело, канал подвода газа к турбине винтовентилятора, канал отвода газов и топливопровод, который при выполнении КВП используется для подачи топлива в дополнительную камеру сгорания винтовентилятора, затем после короткого взлета в перегрузочном варианте и перехода на поступательный горизонтальный скоростной полет системы подвода топлива перекрываются при одновременном увеличении подвода газа к турбине винтовентилятора от одного из работающих ГТД, отключенного от системы трансмиссии привода несущих винтов и, значит, при таком способе дросселирования доля газа, отбираемого от работающего ГТД на привод винтовентилятора, по мере снижения отбора мощности от взлетной его мощности увеличивается и при больших величинах заданного отбора газа для поддержания заданного значения маршевой тяги винтовентилятора по мере дросселирования режим работы этого ГТД также увеличивается.In addition, in order to simplify the design of the transmission and reduce the mass of the combined power plant, the pushing screw of which is made in the form of a twin fan fan coupled with opposite rotation and its gas-dynamic drive from the said gas turbine engines, each having an air compression ratio (π k ) of at least 15.0 in static conditions in their high-pressure compressors, but also a gas extraction system and its flow delivery to the fan drive, which includes a turbine with a fan fan drive shaft, an additional combustion chamber with a fuel flow regulator and fuse, a central body, a channel for supplying gas to the turbine of a fan heater, a channel for exhausting gases and a fuel pipe, which, when performing KVP, is used to supply fuel to the additional combustion chamber of the fan heater, then after a short take-off in reloading variant and transition to horizontal high-speed flight of the fuel supply system overlap while increasing the gas supply to the fan turbine from one of the working gas turbine engines disconnected from the transmis system of the rotor drive and, therefore, with this throttling method, the proportion of gas taken from the working gas turbine engine to the fan drive drive increases as power take-off from its take-off decreases, and at large values of the given gas take-off to maintain a given value of the propeller march draft as the throttle the operation mode of this gas turbine engine is also increasing.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный винтокрыл с перекрещивающимися винтами (БВПВ), выполненный с движительной системой и по концепции распределенной тяги перекрещивающихся винтов (РТПВ), расположенных по схеме РТПВ-Х2+2 и в двух поперечных двухвинтовых модулях, имеющих в каждом разновеликие меньший и больший из них винты, установленные при виде сбоку на поворотном секторе-пилоне, смонтированном в переднем продольном секторном проеме каплевидного обтекателя на законцовке крыла и имеющим поворотный V-образный редуктор с валами и винтами, имеющими соответствующий угол между их осей вращения равный 30° при размещении меньшего и большего винтов в верхней полусфере соответственно от вертикали в первом и втором квадрантах и отклоняемыми параллельно плоскости симметрии вперед и обратно, таким образом, что как при совмещении оси симметрии V-образного редуктора и вертикали, так и при отклонении вперед, размещая меньший и больший винты в первом квадранте, соответственно для выполнения как вертикального взлета/посадки (ВВП), так короткого взлета/посадки (КВП) с обеспечением необходимого и достаточного вклада в подъемные и тяговые усилия дисками каждого меньшего и большего несущего винта, наклоняемыми совместно только к передней части фюзеляжа, но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию пятивинтового винтокрыла или крылатого автожира, имеющего отклоненные от вертикали вперед по полету оси вращения меньшего и большего несущего винтов каждого V-образного редуктора соответственно на угол 35° и 5° или на угол 43° и 13° , но и толкающий винт движительной системы с независимым его вращением только при скоростном горизонтальном полете и задним расположением на конце хвостовой балки за развитым U-образным хвостовым оперением, имеющим как рулевые поверхности, обеспечивающие их синфазное и дифференциальное отклонение, так и размах спрямленного участка задней кромки, размещенного перпендикулярно плоскости симметрии, и концевые части которого соответственно больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают подход к нему с боковых сторон, обеспечивающего меньшими и большими винтами соответственно наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с достижением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 3,5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся с отклоненными вперед по полету несущими винтами соответственно на режимах авторотации или близком к их самовращению и созданию пропульсивной и маршевой тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 47,5% или 75% от взлетной мощности силовой установки, 31,66% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на задний толкающий винт, а остальные из 47,5% или 75% мощности перераспределяются через главный и соответствующий V-образный редукторы на несущие винты левой и правой группы, но и обратно. В каждом двухвинтовом модуле, включающем несущие меньший и больший винты, выполненные с жестким креплением лопастей без изменения циклического их шага и с их диаметрами, определяемыми из соотношения: d=0,7065×D, м (где: d и D - диаметры меньшего и большего несущих винтов в левом и правом двухвинтовом модуле соответственно), имеют при выполнении ВВП оси вращения как меньших винтов, отклоненные вперед по полету от вертикальной оси соответствующих V-образных редукторов, разнесенных от оси симметрии на расстоянии, определяемым из соотношения: L=D+0,95bф, м (где: L - межосевое расстояние между двухвинтовых модулей, D - диаметр большего несущего винта, bф - ширина фюзеляжа) и обеспечивающим при этом вращение левого и правого как меньших несущих винтов без соприкосновения с соответствующими бортами фюзеляжа, так и больших несущих винтов, отклоненными от осей вращения меньших винтов назад по полету, выполненными с возможностью свободного их вращения и прохождения наступающих их лопастей над фюзеляжем.Owing to the presence of these features, it is possible to master an unmanned rotorcraft with intersecting propellers (IWM), made with a propulsion system and according to the concept of distributed thrust of intersecting propellers (RTW), located according to the RTW-X2 + 2 scheme and in two transverse twin-screw modules, each having different the smaller and larger of them are the screws installed when viewed from the side on a rotary sector-pylon mounted in the front longitudinal sector opening of the teardrop-shaped fairing on the wingtip and having a rotary V-shaped th gearbox with shafts and screws having an appropriate angle between their rotational axes of 30 ° when placing smaller and larger screws in the upper hemisphere, respectively, from the vertical in the first and second quadrants and deflected parallel to the plane of symmetry forward and backward, so that as when aligning the axis of symmetry of the V-shaped gearbox and the vertical, and when leaning forward, placing the smaller and larger screws in the first quadrant, respectively, to perform both vertical take-off / landing (GDP), so short take-off / landing and (KVP) providing the necessary and sufficient contribution to the lifting and traction forces with the disks of each smaller and larger rotor, inclined jointly only to the front of the fuselage, but is also equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-rotor carrier circuit into a flight configuration of a five-rotor rotorcraft or winged gyroplane, having the axis of rotation of the smaller and larger rotors of each V-shaped gearbox deviated from the vertical forward along the flight, respectively, at an angle of 35 ° and 5 ° or at an angle of 43 ° and 13 °, but also a thrust propeller of the propulsion system with its independent rotation only during high-speed horizontal flight and with a rear position at the end of the tail boom behind a developed U-shaped tail unit having both steering surfaces providing their in-phase and differential deviation , and the span of the straightened section of the trailing edge, perpendicular to the plane of symmetry, and the end parts of which are respectively larger than the diameter of the rear pushing screw and limit the approach to it from the side a thoron providing smaller and larger propellers with inclined and propulsive thrusts, respectively, but also with marching thrust for high-speed cruising flight with achieving both the third higher and the second medium or first lower speeds, respectively, after both vertical and short take-offs in its reload version of 3 , 5% or 15% more of the normal take-off weight for rotors rotating with forward-deflected flight rotors, respectively, in autorotation modes or close to their self-rotation and creating propulsive and m the arch traction provided by running engines that produce 47.5% or 75% of the take-off power of the power plant, 31.66% of which is redistributed through the aft output shaft of the main gearbox to the rear thrust propeller, and the rest from 47.5% or 75% power is redistributed through the main and corresponding V-shaped gearboxes to the rotors of the left and right groups, but also vice versa. In each twin-screw module, including the smaller and larger rotors, made with rigid fastening of the blades without changing their cyclic pitch and with their diameters determined from the relation: d = 0.7065 × D, m (where: d and D are the diameters of the smaller and the larger rotors in the left and right twin-screw module, respectively), when the GDP is fulfilled, the axis of rotation is smaller than the rotor deflected forward along the vertical axis of the corresponding V-shaped gears spaced from the axis of symmetry at a distance determined from the relation: L = D + 0.95b f , m (where: L is the interaxial distance between the twin-screw modules, D is the diameter of the larger rotor, b f is the width of the fuselage) and ensures that the left and right rotate both the smaller rotors without touching the corresponding sides of the fuselage, and large rotors deviated from the axis of rotation of the smaller screws backward in flight, made with the possibility of free rotation and passage of the advancing blades above the fuselage.
Система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым главным редуктором, имеющим в направлении полета два нижних V-образных в плане выходных вала для передачи крутящего момента, например, от ГТД к левой и правой группе несущих винтов, снабжен на нижнем уровне третьим выходным продольным удлиненным валом, образующим как бы Y-образную в плане трансмиссию валов и соединенным через муфту сцепления с задним редуктором, передающим крутящий момент к толкающему винту, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов, вращающихся на режиме близком к их самовращению, на меньшие винты, выполняющие роль пропульсивных движителей, но и уменьшения на 5% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, позволяющего из располагаемой мощности которого 1/3 ее часть поровну подводить на меньшие винты, а 2/3 ее части - на маршевый толкающий винт и оснащен двумя верхними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для аварийной посадки соответственно с четырьмя авторотирующими или нагруженными несущими винтами. При авторотации или на режимах близком к самовращению несущих винтов срыв потока на перекрещивающихся их лопастях отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме горизонтального полета и, как следствие, достичь скорости полета 450 или 420 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность, высоту и дальность полета БВПВ со схемой перекрещивающихся несущих разновеликих винтов, являющейся наиболее эффективной многовинтовой схемой при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она обеспечивает уменьшение расхода мощности, массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание, а также повысить безопасность. Кроме того, это позволит также увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете, особенно, коммерческого турбовинтовентиляторного винтокрыла с перекрещивающимися винтами (ТВПВ).The transmission system, which includes, along with a synchronizing multi-level main gearbox, which has two lower V-shaped in terms of flight direction in the direction of flight of the output shaft for transmitting torque, for example, from a gas turbine engine to the left and right group of rotors, is equipped at the lower level with a third output longitudinal shaft , forming as if Y-shaped in terms of transmission of shafts and connected through a clutch with a rear gear that transmits torque to the pushing screw, is made with the possibility of smoothly redistributing powerfully during the transition from vertical take-off or hovering to high-speed horizontal flight from large rotors, rotating in a mode close to their self-rotation, to smaller rotors acting as propulsive propulsors, but also by 5% reduction in take-off power from any of the working engines, allowing of the available power of which 1/3 of its part is evenly connected to the smaller screws, and 2/3 of its parts are to the marching pushing screw and is equipped with two upper input shafts connected by connecting shafts with a gas turbine engine made To take off their take-off power with the front output of the shaft, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the transmission in a horizontal high-speed flight, any excess gas turbine engine and any one gas engine in case of failure or both of the gas engine in case of failure, the control signal to automatically change the flight configuration to a winged gyroplane or helicopter for emergency landing, respectively, with four autorotating or loaded rotors. During autorotation or in regimes close to self-rotation of the main rotors, the flow stall at their intersecting blades is moved to higher flight speeds, which will allow, due to aerodynamic symmetry with respect to the center of mass, to eliminate the loss of lift due to stalling the flow from the retreating blades in the horizontal flight and, as a result, achieve a flight speed of 450 or 420 km / h, respectively. All this will increase the rate of climb, altitude and flight range of the BVVV with the scheme of intersecting rotors of different-sized rotors, which is the most effective multi-rotor scheme when performing operations with vertical lifting of goods, since it provides a reduction in power consumption, structural mass, noise level, vibration, technical costs service as well as improve safety. In addition, it will also allow to increase the payload, take-off weight and weight return, but also to increase transport and fuel efficiency during high-speed horizontal flight, especially for commercial turbofan rotary-wing rotorcraft with intersecting propellers (TVPV).
Предлагаемое изобретение в условиях различной полетной конфигурации БВПВ исполнения РТПВ-Х2+2 иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.The present invention in the conditions of various flight configurations of air-to-air missiles of the RTPV-X2 + 2 design is illustrated by the general views shown in FIG. one.
На фиг. 1 изображен многоцелевой БВПВ на общих видах сверху и сбоку соответственно а) и б) с расположением на конце хвостовой балки толкающего винта, но и на законцовках разрезного КОС двух V-образных редукторов с двумя валами в обтекателях и разновеликими двухлопастными меньшими и большими винтами:In FIG. Figure 1 shows a multipurpose air-to-air gun in general top and side views a) and b), respectively, with a pushing screw located at the end of the tail beam, but also at the tip of the split WWTF with two V-shaped gearboxes with two shafts in the fairings and different-sized two-bladed small and large screws:
а) в полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы РТПВ-Х2+2, несущие винты которой при виде с верху имеют вращение по часовой стрелке и против соответственно между винтами левым меньшим с правым большим и между правым меньшим с большим левым винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями параллельно и перпендикулярно оси симметрии;a) in the flight configuration of a helicopter of a four-screw carrier scheme RTPV-X2 + 2, the rotors of which, when viewed from above, rotate clockwise and counterclockwise, respectively, between the smaller left and the larger right and the lower right with the larger left rotor located in the plan with their respective blades parallel and perpendicular to the axis of symmetry;
б) в полетной конфигурации пятивинтового винтокрыла с четырехвинтовой движительно-несущей системой для создания как пропульсивной тяги совместно с маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой задним толкающим винтом, так и подъемные усилия совместно с подъемной силой высокорасположенного разрезного КОС.b) in the flight configuration of a five-rotor rotorcraft with a four-screw propulsion-bearing system for creating both propulsive thrust together with the mid-flight thrust provided by the rear thrust propeller, as well as lifting forces together with the lifting force of a highly located split CBS.
Многоцелевой БВПВ, представленный на фиг. 1 и снабженный движительной системой, выполнен по концепции РТПВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и умеренного удлинения высокорасположенное разрезное КОС 2 (см. фиг. 1a), которое включает первое крыло 3 «обратного сужения», имеющее по всему размаху предкрылки 4 и второе цельно-поворотное крыло 5. На каждом конце разрезного КОС 2 имеется поворотный сектор-пилон 6, смонтированный в переднем продольном секторном проеме 7 каплевидного обтекателя 8 и имеющий V-образный редуктор с двумя валами в обтекателях 9 как с меньшими левым 10 и правым 11, так и с большими левым 12 и правым 13 несущими винтами, отклоняемыми параллельно оси симметрии от вертикали и вперед к носовой части фюзеляжа 1, и обратно (см. фиг. 1б). При этом стреловидное U-образное хвостовое оперение 14, имеющее рулевые поверхности 15, отклоняемые как синфазно, так и дифференциально, содержит спрямленный участок 16 задней его кромки, обеспечивающий свободное вращение заднего толкающего винта 17. Несущая система размещена в двухвинтовых модулях поперечной четырехвинтовой схемы РТПВ-Х2+2, имеющей в левой 10-12 и правой 11-3 группе несущих винтов, каждая пара из которых установлена в соответствующих редукторах при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах в обтекателях 9, имеющих соответствующий угол между их осей вращения равный 30° . Во время аварийной посадки на режиме авторотации четырех перекрещивающихся несущих винтов левой 10-12 и правой 11-13 их группе для разгрузки разрезного КОС 2 отклоняются его предкрылки 4, а второе цельно-поворотное крыло 5 при этом автоматически отклоняется на углы 20° или 47° в зависимости от скорости снижения, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на угол 75°. На вертолетных режимах полета в несущей системе между разновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения как в левой 10-12, так и правой 11-13 группе винтов, но и одинакового их вращения между разновеликими диагонально расположенными несущими винтами, например, при виде с верху по часовой стрелке и против соответственно между винтами левым 10 меньшим с правым 13 большим и между правым 11 меньшим с большим 12 левым винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями параллельно и перпендикулярно оси симметрии, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов бортов фюзеляжа 1 и консолей разрезного КОС 2.The multi-purpose BWP presented in FIG. 1 and equipped with a propulsion system, made according to the concept of RTPV-X2 + 2, contains a
Турбовинтовая СУ, состоящая из двух мотогондол 18, в каждой из которых имеется, например, ГТД, выполненные для отбора их взлетной их мощности с передним выводом вала. Каждый из последних, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода и сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность двух ГТД, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе, так как все несущие винты и задний толкающий винт имели независимые приводы. При этом система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение их мощности при переходе в режим крейсерского полета с несущих винтов на задний толкающий винт (на несущие винты при переходных режимах полета подается 15,84% крутящего момента, допускаются режимы как близкий к их самовращению, так и их авторотация для аварийной посадки), но и уменьшение подводимой мощности от двигателей до 47,5% располагаемой взлетной мощности СУ, 2/3 части которой было достаточно для привода толкающего винта 17 при скоростном полете. Последнее предопределяет и существенно меньший расход топлива и, следовательно, большой радиус действия БВПВ. Передача взлетной мощности от двух ГТД к левой 10-12 и правой 11-13 группе несущих винтов обеспечивается элементами трансмиссии, включающей: синхронизирующий многоуровневый главный редуктором, имеющий как два нижних выходных вала с соединительными валами, проложенными в консолях КОС 2, и один продольный удлиненный выходной вал, образующий как бы Y-образную в плане трансмиссию валов и соединенный через муфту сцепления с задним редуктором толкающего винта 17, так и два верхних входных вала, связанных посредством муфт сцепления с соответствующим ГТД 18 (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное убирающееся колесное шасси, главные боковые опоры с колесами 19 убираются в боковые обтекатели 20 фюзеляжа 1, вспомогательная передняя опора с колесами 21 - в носовую нишу фюзеляжа 1.A turboprop SU consisting of two
Управление турбовинтовым БВПВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага левой 10-12 и правой 11-13 группы несущих винтов и отклонением рулевых поверхностей 15 U-образного хвостового оперения 14, работающих при синфазном и дифференциальном их отклонении в качестве рулей высоты и элеронов соответственно. При крейсерском полете подъемная сила создается разрезным КОС 2 и авторотирующими несущими винтами левой 10-12 и правой 11-13 группы (см. фиг. 1а), пропульсивная и горизонтальная тяга - отклоненными вперед от вертикали несущими левой 10-12 и правой 11-13 совместно с маршевым толкающим винтом 17, на режиме висения только несущими винтами левой 10-12 и правой 11-13 группы, на режиме перехода - разрезным КОС 2 с несущими винтами левой 10-12 и правой 11-13 группы. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) выполняется отключение от трансмиссии заднего толкающего винта 17 (см. фиг. 1а) и в разрезном КОС 2 его предкрылок 4 и само второе его крыло 5 отклоняются на максимальные их углы синхронно с поворотов несущих винтов левой 10-12 и правой 11-13 группы от наклонного их положения, которые поворачиваясь вверх, совмещают ось симметрии их V-образных редукторов с вертикалью таким образом, что меньшие 10-11 и большие 12-13 несущие винты на обтекателях 9 устанавливаются от вертикали соответственно на углы 15° вперед и назад к соответствующим частям фюзеляжа 1 (см. фиг. 1б) и выполняется технология ВВП или зависание многоцелевого БВПВ. После создания необходимой подъемной тяги несущими винтами левой 10-12 и правой 11-13 группы обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы реактивные моменты с учетом отклонения вдоль оси симметрии осей вращения несущих винтов меньших 10-11 и больших 12-13 соответственно вперед и назад по полету компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения между винтами как в соответствующих группах, так и между равновеликими несущими винтами левой и правой групп, например, между большим левым 12 и большим правым 13 и т.п. (см. фиг. 1а).The control of the turboprop turboprop is provided by the general and differential variation of the pitch of the left 10-12 and right 11-13 of the rotor group and the deviation of the steering surfaces 15 of the
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление БВПВ осуществляется изменением шага несущих винтов передних меньших 10-11 и задних больших 12-13, путевое управление - соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов диагонально расположенных 10-13 и 11-12 несущих винтов. Поперечное управление обеспечивается несущими винтами левой 10-12 и правой 11-13 группы, осуществляющими поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета БВПВ выполняется уборка механизации разрезного КОС 2 и подключение к трансмиссии заднего толкающего винта 17, но и поворотные секторы-пилоны 6 с V-образными редукторами несущих винтов меньшей 10-11 и большей 12-13 группы синхронно поворачиваются вперед по полету на углы 28° от вертикали таким образом, что оси вращения указанных несущих винтов отклоняются от вертикали на углы 43° и 13° соответственно (см. фиг. 1б) и обеспечивается его поступательный горизонтальный скоростной полет как крылатого автожира. Для выполнения им технологии КВП в перегрузочном его варианте выполняется подключение к трансмиссии заднего толкающего винта 17 и каждый поворотный сектор-пилон 6 с V-образным редуктором, например, меньшего 10 и большего 12 несущих винтов левой группы РТПВ-Х2+2 поворачивается вперед по полету на угол 20° от вертикали таким образом, что оси вращения указанных несущих винтов отклоняются от вертикали на углы 35° и 5° соответственно (см. фиг. 1б) и обеспечивается поступательный горизонтальный скоростной полет БВПВ в полетной конфигурации пятивинтового винтокрыла, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 15 U-образного хвостового оперения 14. Продольное и поперечное управление БВПВ при горизонтальном его скоростном полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулевых поверхностей 15 соответственно. При этом исключение от продольного и поперечного управления БВПВ и, особенно, поперечного его управления несущих винтов левой 10-12 и правой 11-13 группы не изменит аэродинамической симметрии несущей его системы, что позволит отодвинуть срыв потока на отступающих лопастях несущих винтов на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета 415-450 км/ч.When hovering in helicopter flight modes, the BWPV longitudinal control is carried out by changing the pitch of the rotors of the front smaller 10-11 and rear large 12-13, directional control - by the corresponding differential change in the torques of the diagonally located 10-13 and 11-12 rotors. The transverse control is provided by the rotors of the left 10-12 and right 11-13 groups, performing transverse balancing while changing the pitch of the screws of these groups. After vertical take-off and climb to switch to the cruise flight mode of the BVPV, the mechanization of the split
Таким образом, многоцелевой БВПВ, снабженный задним толкающим винтом, выполнен по концепции распределенной тяги перекрещивающихся винтов, размещенных в двухвинтовых модулях поперечной схемы РТПВ-Х2+2, имеющей две пары разновеликих меньшего и большего несущих винтов. БВПВ снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию пятивинтового винтокрыла, имеющего отклоненные вперед по полету несущие винты двухвинтовой движительно-несущей системы, но и задний толкающий винт с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки за U-образным хвостовым оперением, создающие соответствующими несущими меньшими и большими винтами наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского полета.Thus, the multipurpose BVPV, equipped with a rear thrust propeller, is made according to the concept of distributed thrust of intersecting screws located in twin-screw modules of the transverse circuit RTPV-
Выбор такой аэродинамической схемы БВПВ не случаен, т.к. подобная компоновка исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих двухлопастных разновеликих винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противоположным вращением, и обладает аэродинамической симметрией. Задний толкающий флюгерно-реверсивный винт, создающий маршевую горизонтальную тягу, обеспечивают необходимое как повышение скорости горизонтального полета, так и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Высокорасположенное разрезное КОС находится вблизи центра масс, создавая дополнительную подъемную силу, разгружают несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП. Поэтому при сравнении с прототипом - беспилотным вертолете модели "К-МАХ" сопоставимый БВПВ имеет на 40% более мощные ГТД с N=950 л.с.×2, а также специальные лопасти несущих винтов. Скорость обычного "К-МАХ" не превышает 185 км/ч при мощности СУ равной N=1350 л.с, с удельной нагрузкой на мощность ρN=4,0 кг/л.с., двумя несущими винтами D=14,73 м и топливной эффективностью 593,64 г/тонн⋅км. У многоцелевого БВПВ с взлетным весом GBЗ=5443 кг скорость составит 415 км/ч при мощности СУ равной N=950 л.с.×2 и удельной нагрузке на мощность ρN=2,86 кг/л.с. с несущими винтами меньшими d=7,36×2 м и большими D=10,42×2 м топливная эффективность составит 406,57 г/тонн⋅км.The choice of such an aerodynamic scheme of air-to-air missiles is not accidental, because this arrangement eliminates the loss of lift due to flow disruption from the retreating blades of the double-bladed bearing rotors of different sizes in horizontal flight mode, compensating for it by their opposite rotation, and has aerodynamic symmetry. The rear pushing vane-reversing propeller, creating a marching horizontal thrust, provides the necessary both increasing the speed of horizontal flight and reducing the distance when landing with mileage. Highly located split WWTP is located near the center of mass, creating additional lifting force, unloading rotors, which predetermines, along with the high thrust-weight ratio of the SU, the ability to easily implement the implementation of the GDP and KVP technology. Therefore, when compared with the prototype unmanned K-MAX model helicopter, the comparable BVPV has 40% more powerful gas turbine engines with N = 950 hp × 2, as well as special rotor blades. The speed of a conventional “K-MAX” does not exceed 185 km / h with a SU power equal to N = 1350 hp, with a specific power load ρ N = 4.0 kg / hp, and two rotors D = 14.73 m and fuel efficiency of 593.64 g / t⋅km. For a multipurpose air-to-air missile with take-off weight G BЗ = 5443 kg, the speed will be 415 km / h with a power of SU equal to N = 950 hp × 2 and a specific load on power ρ N = 2.86 kg / hp. with rotors smaller d = 7.36 × 2 m and large D = 10.42 × 2 m, fuel efficiency is 406.57 g / ton-km.
Несомненно, с течением времени широкое использование комбинированных взамен турбовинтовых СУ в многоцелевых БВПВ позволит, упрощая конструкцию их трансмиссии, добиться снижения массы самой СУ и повышения топливной эффективности, что немаловажно, особенно, для коммерческих ТВПВ с комбинированной СУ и, особенно, с противоположным вращением спаренного выносного винтовентилятора и газодинамическим его приводом от двух турбовальных ГТД его СУ.Undoubtedly, over time, the widespread use of combined instead of turboprop control systems in multi-purpose air-to-air missiles will allow, simplifying the design of their transmissions, to reduce the mass of the engines and increase fuel efficiency, which is important, especially for commercial TVVs with combined engines and, especially, with the opposite rotation of the twin remote propeller fan and its gas-dynamic drive from two turboshaft gas turbine engines of its control system.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016110995A RU2627963C1 (en) | 2016-03-24 | 2016-03-24 | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016110995A RU2627963C1 (en) | 2016-03-24 | 2016-03-24 | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2627963C1 true RU2627963C1 (en) | 2017-08-14 |
Family
ID=59641915
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016110995A RU2627963C1 (en) | 2016-03-24 | 2016-03-24 | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2627963C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20200001995A1 (en) * | 2018-06-29 | 2020-01-02 | Coretronic Intelligent Robotics Corporation | Rotorcraft |
| CN112078784A (en) * | 2020-09-30 | 2020-12-15 | 福州大学 | Omnidirectional five-rotor aircraft and control method |
| FR3123320A1 (en) * | 2021-05-25 | 2022-12-02 | Airbus Helicopters | Aircraft having at least one propeller and a rotary wing equipped with two rotors carried by two half-wings |
| RU218687U1 (en) * | 2023-03-16 | 2023-06-06 | Михаил Михайлович Дейкун | REMOTE CONTROLLED FLIGHT GYROSCOPIC STABILIZABLE PLATFORM |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2891741A (en) * | 1956-09-27 | 1959-06-23 | Kaman Aircraft Corp | Mechanism for indicating and correcting lift differences in a helicopter rotor |
| FR2659934A2 (en) * | 1990-03-06 | 1991-09-27 | Wieczorek Julien | Twin-rotor synchropter helicopters, with variable position of the engine central unit |
| RU2507121C1 (en) * | 2012-06-09 | 2014-02-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | High-speed rotary-wing aircraft |
| RU146301U1 (en) * | 2014-05-06 | 2014-10-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | MODULAR AIRCRAFT |
-
2016
- 2016-03-24 RU RU2016110995A patent/RU2627963C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2891741A (en) * | 1956-09-27 | 1959-06-23 | Kaman Aircraft Corp | Mechanism for indicating and correcting lift differences in a helicopter rotor |
| FR2659934A2 (en) * | 1990-03-06 | 1991-09-27 | Wieczorek Julien | Twin-rotor synchropter helicopters, with variable position of the engine central unit |
| RU2507121C1 (en) * | 2012-06-09 | 2014-02-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | High-speed rotary-wing aircraft |
| RU146301U1 (en) * | 2014-05-06 | 2014-10-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | MODULAR AIRCRAFT |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20200001995A1 (en) * | 2018-06-29 | 2020-01-02 | Coretronic Intelligent Robotics Corporation | Rotorcraft |
| US11713119B2 (en) * | 2018-06-29 | 2023-08-01 | Coretronic Intelligent Robotics Corporation | Rotorcraft |
| CN112078784A (en) * | 2020-09-30 | 2020-12-15 | 福州大学 | Omnidirectional five-rotor aircraft and control method |
| FR3123320A1 (en) * | 2021-05-25 | 2022-12-02 | Airbus Helicopters | Aircraft having at least one propeller and a rotary wing equipped with two rotors carried by two half-wings |
| RU218687U1 (en) * | 2023-03-16 | 2023-06-06 | Михаил Михайлович Дейкун | REMOTE CONTROLLED FLIGHT GYROSCOPIC STABILIZABLE PLATFORM |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8636241B2 (en) | Hybrid jet/electric VTOL aircraft | |
| US8256704B2 (en) | Vertical/short take-off and landing aircraft | |
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| AU2018239445B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| AU2020280074A1 (en) | Vtol aircraft using fixed forward canted rotors to simulate rigid wing dynamics | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2627963C1 (en) | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| RU2629473C1 (en) | Unmanned vertiplane with channel propellers | |
| RU2542805C1 (en) | Vtol aircraft with hybrid power plant | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU127364U1 (en) | SPEED COMBINED HELICOPTER | |
| RU2658736C1 (en) | Multirotor high-speed helicopter-aircraft | |
| RU2529568C1 (en) | Cryogenic electrical convertiplane | |
| RU2673317C1 (en) | Multi-purpose high-speed helicopter aircraft | |
| RU2706430C1 (en) | Hybrid jet plane-helicopter |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190325 |