RU2650258C1

RU2650258C1 - Multi-purpose two-fuselage helicopter aircraft

Info

Publication number: RU2650258C1
Application number: RU2017105195A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2017-02-16
Filing date: 2017-02-16
Publication date: 2018-04-11

Abstract

FIELD: aircraft engineering.

SUBSTANCE: invention relates to aviation technology, in particular to designs of combined helicopters. Multiple purpose twin-bodied helicopter-airplane has twin-screw coaxial scheme, power-plant unit with engines transmitting torque effect through the main gear case andtorque tubes to lifting propellers and propulsion wind-sticks in annular channels. Multiple purpose twin-bodied helicopter-airplane is designed with three tandem-wings, each of which is moderate aspect ratio: front low and back mid-wings, and between them – among fuselage mid-wing. Twin-screw co-axial-symmetric carrying system and propulsive-carrying system are located respectively along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and stern parts of the pylon in break of the transverse V high-mounted front low and back mid-wings. Propulsive-carrying system includes, in front of the center of mass, two with opposite rotation of single-blade rotors providing VTOL and STOL, and behind the center of mass two after screws in the oval annular channel are located between the thin spaced tailbooms.

EFFECT: reduction of thrust penalty of lifting propellers, increase in speed and flying range, simplification of transverse-handling in pitch under modes of VTOL are provided.

4 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многоцелевых двухфюзеляжных вертолетов-самолетов с тремя тандемными крыльями, двухвинтовыми несущей и подъемно-движительной системами, имеющими с противоположным вращением соосные винты, обеспечивающие вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и задние поворотные канальные винты для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных винтов, размещенных на пилоне в изломе поперечного V межфюзеляжного среднего крыла, а после посадки и поворота лопастей-крыльев по оси симметрии и их опускания в межфюзеляжное пространство для перевозки транспортной авиацией.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of multi-purpose two-fuselage helicopters-aircraft with three tandem wings, twin-screw carrier and lift-propulsion systems, with opposite rotation coaxial screws for vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and rear rotary channel screws for high-speed flight with fixed wing blades of single-blade propellers located on a pylon in a kink of the transverse V interfuselage middle wing a, and after landing and turning the wing blades along the axis of symmetry and lowering them into the interfuselage space for transportation by transport aircraft.

Известен скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные трехлопастные винты и задний винт, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки за хвостовым оперением.Known high-speed helicopter "Raider S-97" company Sikorsky (USA), made by a twin-screw coaxial circuit, has an engine that transmits torque through the main gearbox and transmission shaft system to the bearing coaxial three-blade propellers and the rear rotor mounted respectively above the center of mass and on the end of the tail boom behind the tail.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным несущим винтам диаметром 10,35 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его горизонтальный скоростной полет.Вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 5217 кг. Скоростной вертолет "Raider S-97", имея крейсерскую скорость полета до 440 км/ч, радиус действия до 600 км и динамический потолок 4570 м, может применяться для транспортировки 6 человек с обеспечением топливной эффективности не менее чем 87,93 г/пасс⋅км.Signs of coincidence are the presence of a two-fin plumage, a GE-YT706 turboshaft engine with a capacity of 2600 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to a 10.35 m three-blade coaxial rotors and 2.13 m six-blade pushing screw, providing both the implementation of GDP or freezing, and its horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial screws is synchronizing and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 1000 kg with a take-off weight of 5217 kg. High-speed helicopter Raider S-97, with a cruising flight speed of up to 440 km / h, a range of up to 600 km and a dynamic ceiling of 4570 m, can be used to transport 6 people with fuel efficiency of at least 87.93 g / pass / km

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета. Это увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при длине фюзеляжа 11,752 м и диаметре несущих винтов 10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м² и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м² при ПН=1,0 тонна. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 8,5% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета и весовой отдачи, но и обеспечивает более высокий удельный расход топлива.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and with a rear thrust propeller, used only in cruising flight modes. This increases the parasitic mass during the implementation of GDP and reduces the weight return and range. The second one is that with a fuselage length of 11.752 m and a rotor diameter of 10.35 m, it determines the take-off / parking area of 121.63 / 121.63 m ² and the corresponding specific take-off / parking capacity of the payload 8.2.2216 / 8 , 2216 kg / m ² at MON = 1.0 ton. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of the lower one significantly complicates their design, and the constant vibrations arising from the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of two screws with automatic swash plates of their blades significantly increases the mass of control units, the main gearbox and its height (providing a separation between the blades of the lower and upper screws of 8.5% of their diameter), which limits the possibility of basing. The fifth is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap. All this limits the possibility of increasing the speed and range of flight and weight return, but also provides a higher specific fuel consumption.

Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высокорасположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет два двигателя, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента и вертикальное двухкилевое оперение.Known high-speed hybrid helicopter "Eurocopter X3" (EU), made by X3 technology with a tiered arrangement at the ends of a high wing of a twin-screw propulsion-steering system and above it the main rotor, has two engines that transmit torque through the main gearbox and connecting shafts to the main and pulling screws that create, when hovering, directional control with torque compensation and vertical twin-tail plumage.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с., более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС 155 и рядом узлов от ЕС 175, оснащен крылом S=12 м², которое, имея большое отрицательное поперечное V, делает вклад 31% в аэродинамическую подъемную силу при скорости 220 узлов, что позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 435 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρ_N=2,1, иметь целевую нагрузку 1600 кг при взлетном весе 8 тонн, что на 30% больше, чем у вертолета ЕС 155.Signs that coincide are the presence of a high wing, two-tail plumage and two Turbomeca RTM322 turboshaft engines with a power of 2720 hp each, a more complex gearbox and shaft transmission with a total length of 10.82 m, transmitting power to the main and front pulling screws. The rotor with a swash plate with control of the general and cyclic changes in its pitch is designed to create lift, and translational motion in high-speed flight is provided by pulling screws, which also prevent the helicopter from rotating in hovering mode while compensating for the reactive moment that occurs when the rotor rotates. Rotation of the main and front two screws is synchronizing. The Eurocopter X3 high-speed hybrid helicopter, made on the platform of an EU 155 model helicopter and a number of nodes from the EU 175, is equipped with an S = 12 m ² wing, which, having a large negative transverse V, contributes 31% to aerodynamic lift at a speed of 220 knots that allows you to fly 50% faster and higher than modern classic helicopters, reach speeds of up to 435 km / h, flight range of up to 1248 km and have a practical ceiling of 7600 m when transporting 16 people with a fuel efficiency of 80.67 g / passenger (taking into account the fuel reserve for half an hour summer). The specific load on the power of the power plant, which allows using 70% of its power and ρ _N = 2.1, has a target load of 1600 kg with a take-off weight of 8 tons, which is 30% more than that of the EU 155 helicopter.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока, отбрасываемого от них, предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Все это ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу, но и исключает возможность его перевозки транспортной авиацией.Reasons that impede the task: the first is that a single-rotor helicopter with front rotors at the ends of the wing consoles, used both as tail rotors and in cruising flight modes as twin-propellers, has increased aerodynamic drag, which is difficult reduction scheme with independent rotation of the three screws, but also low weight return and radius of action. The second one is that in a helicopter of a single-rotor main circuit there are unproductive expenditures of the power required to parry the reactive moment from the main rotor with the pulling screws making up 12-16% of the power required to rotate the main rotor, as well as the need for wing transmission units of the main rotors having almost ≈38% less traction in comparison with coaxial capted screws and creating a danger to ground personnel. The third one is that the weight of the propellers together with the wing and transmission units is up to 15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with its take-off weight. The fourth one is that the wing and tail unit do not have control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the loaded rotor with a swash plate for roll and pitch control and, in case of autorotation of the latter, does not allow using it for longitudinal-transverse control. The fifth one is that the location of the two pulling screws under the rotor creates harmful resistance, leading to their different traction, but also to a significant increase in noise due to the interaction of the pulling screws and the rotor. In addition, in such a design, the appearance of self-excited vibrations, high alternating stresses and vibrations, as well as other types of dynamic instability of the structure, including one of the most dangerous ones, is the air resonance of the rotor and, especially, non-capotated pulling screws. The sixth one is that when the stream hangs from the rotor, it blows around the wing consoles and creates a significant total loss in its vertical thrust, it slows down and the high velocities of the flow discarded from them predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the force rotor traction and create an uncontrolled fall situation, which reduces control stability and safety. And as the speed of horizontal flight increases, the problem also worsens, since on the backing side of the rotor there is a section in which the absolute speed of its blades relative to air becomes almost zero and this section of the blades, naturally, does not participate in the creation of lifting force, which worsens the transverse balancing channel, especially because of the location of this section just above the wing. The seventh is that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch greatly complicates the design, and the constant vibrations that occur during the operation of its swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. All this limits the possibility of further increasing the flight range, fuel efficiency indicators, but also reducing the hanging power overhead, especially when heading at the heading, but also eliminates the possibility of its transportation by transport aircraft.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели "AVX" из программы JMR/FVL компании «AVX Aircraft Соmраnу» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с четырехлопастными несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» и убирающееся колесное шасси с задней вспомогательной опорой.Closest to the proposed invention is a high-speed helicopter model "AVX" from the JMR / FVL program of the company "AVX Aircraft Сomranu" (USA), which has a twin-screw coaxial circuit with four-bladed main rotors and a power unit (SU) with engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts to the main rotors and to the propulsive rotors in the annular channels mounted on the second wing of the tandem high-mounted circuit and a retractable wheeled chassis with a rear auxiliary support.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ четырехлопастным соосным несущим винтам и пропульсивным винтам в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 16 человек.Signs that coincide - the presence of a highly located tandem scheme with wings of equal proportions, two turboshaft control motors, a main gearbox and transmission shafts transmitting the control power to four-bladed coaxial rotors and propulsion screws in the annular ducts mounted on the second wing, ensuring both GDP or hovering, and its progressive horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial rotors is synchronized and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of SU, which allows for a short hanging time, to achieve a payload of 5900 kg with a take-off weight of 12000 kg. High-speed helicopter "AVX", having a cruising flight speed of up to 430 km / h, a flight range of up to 1400 km and a practical ceiling of 7200 m, can be used for transporting 16 people.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и пропульсивными винтами в задних кольцевых каналах, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов до 10% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением прямолинейных лопастей (без поперечного их V) имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и из-за верхнего расположения тандемных крыльев и соосных винтов исключает возможность его перевозки транспортной авиацией.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw coaxial circuit and propulsive propellers in the rear annular channels, used only on cruising flight modes, which increases the parasitic mass when fulfilling GDP and reduces the weight return and radius of action. The second is that the lack of vertical tail creates an insufficient reserve of track stability, especially at horizontal flight speeds of more than 180 km / h, which leads to an increase in yaw, known as the “Dutch step”, which tends to increase with an increase in take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of each of them greatly complicates their design, and the constant vibrations that occur during the operation of their swashplate create adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height (providing a spacing between the blades of the lower and upper screws to 10% of their diameter), which limits the possibility of basing. The fifth one is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid fastening of rectilinear blades (without their transverse V), there is an adverse mutual influence (inductive loss) of coaxial rotors with skew automatic machines, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of increasing the flight range, fuel efficiency indicators, but also because of the upper arrangement of tandem wings and coaxial screws, it excludes the possibility of its transportation by transport aircraft.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше скоростном вертолете модели "AVX" исключения узлов складывания лопастей несущих винтов и уменьшения потерь в вертикальной тяги несущих винтов из-за наличия межфюзеляжного пространства и стояночной высоты при его перевозке транспортной авиацией, увеличения весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения курсовой и поперечно-продольной управляемости на режимах ВВП и зависания.The proposed invention solves the problem in the above-mentioned high-speed helicopter model "AVX" elimination of the nodes of folding the rotor blades and reduce losses in the vertical thrust of the rotors due to the presence of interfusel space and parking height when transported by transport aircraft, increase weight return, increase speed and range flight, simplification of exchange rate and transverse-longitudinal controllability in the regimes of GDP and hovering.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростной вертолет "AVX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен как по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными крыльями, каждое из которых умеренного удлинения переднее низко- и заднее среднерасположенные крылья соответственно (ПНК и ЗСК), но и между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК), выполненные с разновеликими площадями, которые составляют соответственно 32% и 34%, но и 34% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, первые два из которых ПНК и ЗСК, имеющие концевые части с внешних бортов фюзеляжей и хвостовых балок, снабжены закрылками и возможностью их складывания соответственно вверх и вниз, так и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины и пассажирского салона с двигательным отсеком соответственно в передней и центральной его частях, но и расположения в упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системе (ССНС) и движительно-несущей системе (ДНС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V высокорасположенного МСК и на ЗСК, включающих перед центром масс два с противоположным вращением однолопастных несущих винта (НВ), обеспечивающих только вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и за центром масс два задних винта в овальном кольцевом канале (ОКК), размещенном между тонких разнесенных хвостовых балок и интегрированном с цельно-поворотной межфюзеляжной частью ЗСК как для создания подъемной силы и управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги и продольно-поперечного управления при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированном пилоне, но и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или высокоскоростной самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые широкохордовые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-биплана, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и соответствующем складывании концевых частей ПНК и ЗСК, а также при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - для стояночной конфигурации, так и обратно, при этом однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, причем полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с задними правым тянущим и левым толкающим винтами ДНС-Х2 в ОКК, имеющими направление вращения при выполнении ВВП и зависания соответственно по часовой и против часовой стрелки, вынесенными соответственно вперед и назад от соответствующих кромок ЗСК и разнесенными вдоль межфюзеляжной его части с межосевым расстоянием (L_мр), определяемым из соотношения: L_мp=R_зв+d_рзв+z, м (где R_зв - радиус задних винтов; d_рзв - диаметр обтекателя редуктора задних винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого заднего винта), обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого заднего винта при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом задние флюгерно-реверсивные винты в ОКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДНС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси посредством соответствующего отклонения межфюзеляжной части ЗСК совместно с двухвинтовым ОКК, снабженным на выходе по оси симметрии вертикальным килем с развитым рулем направления и оснащенного по большей оси ОКК и по обе стороны от киля левым и правым развитыми элевонами, имеющими возможность синфазного и дифференциального их отклонения, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы вблизи и сзади центра масс сверху соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Т-образными в плане промежуточными редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы с соответствующими наклонно-поперечными валами, передающими крутящий момент от ГТД к Т-образному в плане объединительному редуктору, связанному через муфту сцепления с входным валом центрального соосного редуктора, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК совместно с объединительным редуктором, обеспечивающим с промежуточными редукторами при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и к ДНС-Х2, выполненной с угловыми редукторами, продольными и поперечными валами, проложенными соответственно в разнесенных балках и в носке межфюзеляжной части ЗСК к соответствующим задним винтам ОКК, соответственно 85% и 15% для выполнения вертолетных режимов полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,13 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ промежуточными редукторами перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на задние винты в ОКК, но и обратно, при этом на земле в стояночной его конфигурации ПНК и ЗСК имеют сложенные соответствующим образом концевые их части, а однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над ОКК, а их противовесы - перед задней кромкой межфюзеляжной частью ПНК, причем в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины имеют как раздельные органы управления с электродистанционной системой управления для выполнения взлета, полета и посадки, так и энергопоглощающие кресла, предназначенные соответственно для пилота с четырьмя пассажирами и для штурмана-пилота с четырьмя пассажирами, но и содержат с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known high-speed helicopter "AVX" closest to it are the fact that it is designed as a double fuselage and with three tandem wings, each of which has moderate elongation, front low and rear mid-wing wings, respectively (PNK and ZSK), but also between the last two - the interfuselage middle wing (MSC), made with different-sized areas, which make up 32% and 34%, respectively, but also 34% of the total area of the three tandem interfuses spindle wings, the first two of which are PNK and ZSK, having end parts from the outer sides of the fuselage and tail beams, are equipped with flaps and the ability to fold them up and down, respectively, and the concept of large-sized bearing fuselages of rectangular cross section with rounded corners having an aerodynamic wing profile with their relative thickness, which makes it possible in each fuselage to place a cabin and a passenger compartment with an engine compartment, respectively, in its front and central parts, but also the location in the mentioned twin-screw coaxially symmetric bearing system (SSNS) and propulsion-bearing system (CSN), respectively, along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and aft parts on the pylon in the fracture of the transverse V of the high-lying MSC and on the KSC, including in front of the center of mass two with opposite rotation of single-blade main rotors (HB), providing only vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and behind the center of mass two rear rotors in an oval annular channel (OCC), located between thin spaced tail beams and integrated with the whole-rotary interfuselage part of the ZSK both to create lifting force and control moments when performing GDP and freezing, as well as marching thrust and longitudinal-lateral control during high-speed horizontal flight and fixed wing blades of single-bladed HB placed on a profiled pylon, but it is also equipped with the ability to convert its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with SSNS-X2 and DNS-X2 into the corresponding high-speed rotorcraft or a high-speed aircraft with a marching CSN-X2, respectively, with single-bladed NVs operating at modes close to their autorotation or with fixed wing blades of the upper and lower one-bladed NVs, whose left and right wide-chordon blades are stopped and fixed perpendicular to the plane of symmetry and outward from the last so that their leading edges are placed perpendicular to the flow, increasing the area of the tandem wings and their carrying capacity together with the supporting fuselages, but also forming a scheme with them freely carrying longitudinal triplane-biplane, used only for high-speed horizontal flight, or after vertical landing on the ground and the corresponding folding of the end parts of the PNA and ZSK, as well as when the wing blades of its HB stop and their corresponding fixation along the axis of symmetry - for the parking configuration, so and vice versa, while single-bladed HBs are made without controlling the cyclic change in their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also the creation of full compensation from single-bladed HBs of reactive torques with the opposite direction of rotation between the screws in a pair spaced apart along the height of the HB, for example, when viewed from above, the upper and lower single-blade HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades pass over the left and right sides of the fuselage from fodder to the bow of their parts and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of longitudinal-transverse control during the implementation of GDP and hovering and the creation of more f smooth airflow around the supporting fuselages, moreover, a fully synchronously balanced SSNS-X2, working in conjunction with the rear right pull and left push screws DNS-X2 in the OKK, which have a direction of rotation when performing GDP and hovering clockwise and counterclockwise, respectively respectively, back and forth from the corresponding edges of the ZSK and spaced along its interfuselage part with an interaxial distance (L _mr ), determined from the relation: L _mp = R _sv + d _psv + z, m (where R _sv is the radius of the rear screws; d _rzv is the diameter of the fairing of the gearbox of the rear screws; z is the gap between the gearbox of one and the tip of the other rear screw), the upper and lower surfaces of the bearing fuselages are blown with air flow and make it possible to increase their bearing capacity and, especially, when the longitudinal axis of each rear screw is placed either above or along the longitudinal line passing respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a converging moment, while the rear vane-reversing screws in the OKC are like a rigid crepe the blades, and the ability to change their total pitch and install their blades in a vane position after they stop and fix for emergency landing with autorotating HB in the event of failure of the SU engines, but also the possibility of creating a marching thrust during horizontal high-speed flight, as well as direct and reverse horizontal thrust of the CSN-X2 when performing GDP and hovering for corresponding translational movement along its longitudinal axis by means of a corresponding deviation of the interfuselage of the ZSC locally with a twin-screw OKK, equipped with a vertical keel at the exit along the axis of symmetry with a developed rudder and equipped with left and right developed elevons along the major axis of the OKK and on both sides of the keel, with the possibility of their in-phase and differential deviation, and the transmission system provides power transmission from two, for example, gas turbine engines (GTE), having a front shaft output for taking off their power, are mounted near and behind the center of mass on top of the corresponding fuselages and connected by means of clutch with T-shaped in terms of intermediate gearboxes forming left and right synchronizing systems with corresponding oblique-transverse shafts transmitting torque from the gas turbine engine to a T-shaped unifying gearbox connected through a clutch to the input shaft of a central coaxial gearbox mounted in the kinks of the transverse V in the center section of the MSC together with the unification gearbox, which ensures smooth redistribution of the distribution the required take-off power of the SU to SSNS-X2 and DNS-X2, made with angular gears, longitudinal and transverse shafts, laid respectively in spaced beams and in the toe of the interfuselage part of the ZKS to the corresponding rear screws of the OKK, respectively 85% and 15% for helicopter flight modes when the specific load capacity equal SU ρ _N = 3,13 kg / hp., and aircraft flight modes when appropriately fixed-wing blades of the upper and lower single blade HB intermediate gearboxes redistributed about 80% the take-off power of the SU by the transmission system only to the rear screws in the OKK, but also vice versa, while on the ground in its parking configuration PNK and ZSK have their end parts folded accordingly, and the single-blade screws in SSNS-X2 after they stop and fix with the installation angle each blade ϕ = 0 ° so that the upper one with the lower wing-blades and their counterweights are directed in opposite directions, respectively, back and forth from the center of mass, placed when viewed from above along the axis of symmetry so that the wing-blades themselves are fixed above the RCF, and their counterweights - in front of the trailing edge of the PNK interfuselage, and in the left and right fuselages, the corresponding cabs have both separate controls with an electric remote control system for takeoff, flight and landing, and energy-absorbing seats designed respectively for a pilot with four passengers and for a navigator - a pilot with four passengers, but also contain on both sides and on the outer sides of the fuselage two corresponding doors, the passenger of which are sliding.

Кроме того, упомянутые соосные однолопастные НВ с профилированными противовесами имеют радиус (r_пп), определяемым из соотношения: r_пп=0,3⋅R_НВ, м (где R_нв - радиус НВ), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую ив 1,15 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,15 раза меньше его корневой хорды, снабжен законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане форму с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму, причем МСК, выполненное с возможностью вертикального совместного его перемещения с пилоном и однолопастными НВ вверх и вниз соответственно с полетной в транспортно-стояночную конфигурацию для уменьшения высоты при перевозке транспортной авиацией, снабжен в корневых частях двумя парами вертикальных направляющих, левым и правым синхронизированными винтовыми домкратами с электромеханическим приводом, при этом каждый упомянутый наклонно-поперечный соединительный вал, связывающий выходной вал промежуточного редуктора с входным валом объединительного редуктора для соосных однолопастных НВ выполнен в виде карданного телескопического вала, каждый из которых снабжен двумя карданными шарнирами, причем в нижней части центроплана МСК в подкрыльном обтекателе смонтирована бортовая электролебедка, установленная напротив дополнительных с внутренних бортов фюзеляжей сдвижных дверей салона для поднятия пострадавших и принятия их на борт при спасательных операциях, при этом упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие по тянущей и толкающей схеме, вынесены соответственно за переднюю и заднюю кромки ЗСК.Furthermore, said single blade HB coaxial with profiled counterweights have a radius (r _nn) determined from the relation: r = 0,3⋅R _claims _HB, m (wherein R _HB - HB radius), wherein each profiled counterweight configured to reflux in terms of narrowing, it has root and end chords, correspondingly equal willows 1.15 times larger than the root chord of the rotor, which in turn has the end chord of the wing blade 1.15 times smaller than its root chord, is equipped with a tip having an external arcuate and mirror-like inner line forming an elliptical shape in plan with its larger axis mating with the corresponding edges of the profiled counterweight, forming its streamlined shape, and MSC made with the possibility of vertical joint movement with the pylon and single-blade HB up and down, respectively, with the flight in the transport and parking configuration for reduction of height during transportation by air transport, is equipped in the root parts with two pairs of vertical guides, left and right synchronized screw jacks with an electromechanical drive, with each said inclined-transverse connecting shaft connecting the output shaft of the intermediate gearbox to the input shaft of the unification gearbox for coaxial single-blade HBs is made in the form of a telescopic driveshaft, each of which is equipped with two cardan joints, and in the lower part of the center section of the MSC in the underwing a side electric winch is mounted on the fairing, mounted opposite the sliding doors of the passenger compartment additional from the inner sides of the fuselage to raise the structure those who were admitted and taken aboard during rescue operations, while the mentioned left and right rear screws in the OKK, working according to the pulling and pushing pattern, are carried out respectively for the front and rear edges of the KSK.

Кроме того, упомянутые соосные нижний и верхний однолопастные НВ, выполненные с системой обтекателей, включающей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос по высоте между лопастью нижнего и верхнего однолопастных винтов не менее 13% от их радиуса, при этом обтекатель колонки валов, имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок соосных НВ, причем обтекатель колонки соосных НВ, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, при этом упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие оба по тянущей схеме, вынесены соответственно ближе и дальше от передней кромки ЗСК.In addition, the aforementioned coaxial lower and upper single-blade HB made with a fairing system, including both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and a fairing of the column of coaxial shafts located between the respective fairings of the bushings and reducing the total resistance and height difference between the blade of the lower and upper single-blade propellers is not less than 13% of their radius, while the fairing of the shaft column, having a teardrop shape when viewed from above and with to prevent uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation, mounted so that it has upper and lower slotted gaps made specularly to the elliptical surfaces of the respective cowling fairings of the bushings of the coaxial HB, and the cowling of the column of coaxial HB, which facilitates the flow around, reduces the separation of flow and resistance, is provided with a side view horizontal aerodynamic equidistant ridges, parallel mounted on three from each rear side of its vertical surface so that each price it is installed along its middle and closer to its rear edge, which has a reverse sweep, and the upper and lower aerodynamic ridges, in turn, are installed farther from it and at the same time are equidistant from the central one, while the aforementioned left and right rear screws in the OKC, working both according to the pulling pattern, they are moved accordingly closer and further from the leading edge of the ZSK.

Кроме того, при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок упомянутых ПНК и ЗСК, имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, причем автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему автоматической посадки, которая включится в том случае, если пилоты не будут реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке, при этом полый телескопический вал верхнего НВ снабжен возможностью втягиваться/выдвигаться, уменьшая/увеличивая разнос по высоте между лопастью нижнего и верхнего НВ как на стоянке, так и для самолетной/вертолетной полетной конфигурации, причем упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие оба по толкающей схеме, вынесены соответственно дальше и ближе от задней кромки ЗСК.In addition, when fulfilling GDP in order to increase safety at the ends of the endings of the aforementioned PNK and ZSK, there are signal lights and proximity sensors warning the siren of an unacceptable approach with foreign objects, and autonomous control systems that include autopilot for independent take-off after selecting and confirming the route and an automatic landing system, which will turn on in case the pilots do not respond to requests from the on-board computer, but also tracking systems that are They identify the obstacles that appeared on the flight path and give a command to automatically fly around them, and then provide a soft landing at a given point, while the hollow telescopic shaft of the upper HB is equipped with the ability to retract / extend, reducing / increasing the height difference between the lower and upper HB blades as on in the parking lot, as well as for the aircraft / helicopter flight configuration, the left and right rear propellers mentioned in the OKK working both in a pushing pattern are moved farther and closer from the rear edge of the ZKS, respectively.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет (МДВС), выполненный как по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными крыльями, каждое из которых умеренного удлинения переднее низко- и заднее средне расположенные крылья соответственно (ПНК и ЗСК), но и между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК), выполненные с разновеликими площадями, которые составляют соответственно 32% и 34%, но и 34% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, первые два из которых ПНК и ЗСК, имеющие концевые части с внешних бортов фюзеляжей и хвостовых балок, снабжены закрылками и возможностью их складывания соответственно вверх и вниз, так и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины и пассажирского салона с двигательным отсеком соответственно в передней и центральной его частях, но и расположения в упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системе (ССНС) и движительно-несущей системе (ДНС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V высокорасположенного МСК и на ЗСК, включающих перед центром масс два с противоположным вращением однолопастных НВ, обеспечивающих выполнение ВВП или КВП, и за центром масс два задних винта в овальном кольцевом канале (ОКК), размещенном между тонких разнесенных хвостовых балок и интегрированном с цельно-поворотной межфюзеляжной частью ЗСК как для создания подъемной силы и управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги и продольно-поперечного управления при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированном пилоне, но и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или высокоскоростной самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые широкохордовые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-биплана, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и соответствующем складывании концевых частей ПНК и ЗСК, а также при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - для стояночной конфигурации, так и обратно, при этом однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, причем полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с задними правым тянущим и левым толкающим винтами ДНС-Х2 в ОКК, имеющими направление вращения при выполнении ВВП и зависания соответственно по часовой и против часовой стрелки, вынесенными соответственно вперед и назад от соответствующих кромок ЗСК и разнесенными вдоль межфюзеляжной его части с межосевым расстоянием (L_мp), определяемым из соотношения: L_мp=R_зв+d_pзв+z, м (где R_зв - радиус задних винтов; d_рзв - диаметр обтекателя редуктора задних винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого заднего винта), обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого заднего винта при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом задние флюгерно-реверсивные винты в ОКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДНС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси посредством соответствующего отклонения межфюзеляжной части ЗСК совместно с двухвинтовым ОКК, снабженным на выходе по оси симметрии вертикальным килем с развитым рулем направления и оснащенного по большей оси ОКК и по обе стороны от киля левым и правым развитыми элевонами, имеющими возможность синфазного и дифференциального их отклонения, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности, например, от двух ГТД, имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы вблизи и сзади центра масс сверху соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Т-образными в плане промежуточными редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы с соответствующими наклонно-поперечными валами, передающими крутящий момент от ГТД к Т-образному в плане объединительному редуктору, связанному через муфту сцепления с входным валом центрального соосного редуктора, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК совместно с объединительным редуктором, обеспечивающим с промежуточными редукторами при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и к ДНС-Х2, выполненной с угловыми редукторами, продольными и поперечными валами, проложенными соответственно в разнесенных балках и в носке межфюзеляжной части ЗСК к соответствующим задним винтам ОКК, соответственно 85% и 15% для выполнения вертолетных режимов полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,13 кг/л.с, а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ промежуточными редукторами перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на задние винты в ОКК, но и обратно, при этом на земле в стояночной его конфигурации ПНК и ЗСК имеют сложенные соответствующим образом концевые их части, а однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над ОКК, а их противовесы - перед задней кромкой межфюзеляжной частью ПНК, причем в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины имеют как раздельные органы управления с электродистанционной системой управления для выполнения взлета, полета и посадки, так и энергопоглощающие кресла, предназначенные соответственно для пилота с четырьмя пассажирами и для штурмана-пилота с четырьмя пассажирами, но и содержат с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные. Все это позволит при переходных маневрах повысить продольно-поперечную управляемость МДВС, а размещение СУ с ГТД в центральной части его фюзеляжей обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит как мидель несущих фюзеляжей, так и их аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированного балансировочного удобообтекаемого противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные жесткие НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это вертикальные перемещения МДВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно соосных однолопастных НВ. В синхронизированных соосных однолопастных НВ моменты М_крени М_прод от верхнего и нижнего НВ при передаче на фюзеляж через МСК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой соосной схеме будет в 1,26-1,28 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 33% топливную эффективность в сравнении со скоростным вертолетом "AVX". Более того, это позволит также в сравнении с классическим самолетом монопланной схемы повысить как маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах МДВС и опционально-управляемых беспилотных МДВС, но и при выполнении ими технологии КВП снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия системы крыльев схемы триплан-биплан, работающей и, особенно, совместно с лопастями-крыльями при производстве подъемной силы.Due to the presence of these features, allowing to master the multi-purpose two-fuselage helicopter aircraft (MDVS), made as a double fuselage and with three tandem wings, each of which has moderate elongation, the front low- and rear mid-spaced wings, respectively (PNA and ZSK), but also between the last two - the interfuselage middle wing (MSC), made with different areas, which make up 32% and 34%, respectively, but also 34% of the total area of the three tandem interfuselage wings, the first two of which are PNK and ZSK, the end parts from the outer sides of the fuselage and tail beams are equipped with flaps and the ability to fold them up and down, respectively, as well as the concept of large-sized bearing fuselages of rectangular cross section with rounded corners, having an aerodynamic wing profile with a relative thickness that allows the cabin to be placed in each fuselage and the passenger compartment with the engine compartment, respectively, in the front and central parts thereof, but also the arrangement in the said twin-screw coaxially symmetrical her system (SSNS) and the propulsion-bearing system (DNS), respectively, along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and aft parts on the pylon in the fracture of the transverse V of the high-lying MSC and on the MCC, including two in front of the center of mass with opposite rotation of the single-bladed HB ensuring the implementation of GDP or KVP, and behind the center of mass two rear screws in an oval annular channel (OCC), located between thin spaced tail beams and integrated with the whole-rotary interfuselage part of the KSK to create a lifting system s and control moments when performing GDP and freezing, as well as marching thrust and longitudinal-lateral control for high-speed horizontal flight and fixed wing-blades of single-bladed NV located on a profiled pylon, but also equipped with the ability to transform its flight configuration after performing KVP or GDP from a rotorcraft or helicopter with SSNS-X2 and CSN-X2 to the corresponding high-speed rotorcraft or high-speed aircraft with marching CSN-X2, respectively, with single-bladed HB operating in modes weak to their autorotation or with fixed wing-blades of the upper and lower one-bladed HB, the left and right wide-chordate blades are stopped and fixed perpendicular to the plane of symmetry and outward from the last so that their front edges are placed perpendicular to the flow, increasing the area of the tandem wings and their carrying ability together with the bearing fuselages, but also forming with them a diagram of a free-carrying longitudinal triplane-biplane, used only for high-speed horizontal flight or after a vertical landing on the ground and the corresponding folding of the end parts of the PNA and ZSK, as well as when the wing blades of its HB are stopped and their fixation along the axis of symmetry is stopped - for the parking configuration, and vice versa, while single-bladed HBs are made without cyclic change control of their step and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also of creating from single-blade HBs full compensation of reactive torques with the opposite direction of rotation between the screws in the spacing For example, when viewed from above, the upper and lower single-blade NV rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades pass over the left and right sides of the fuselage from the aft to the fore parts and, as a result, provide elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of longitudinal-transverse control during the implementation of GDP and hovering and the creation of a smoother air flow around the supporting fuselages, and it is completely synchronously balanced SSNS-X2 working in conjunction with the rear right pull and left pushing screws DNS-X2 in the OKK, which have the direction of rotation during GDP and hovering, respectively, clockwise and counterclockwise, moved forward and backward respectively from the corresponding edges of the ZSC and spaced along the fuselage its parts with an interaxial distance (L _mp ), determined from the relation: L _mp = R _sv + d _{p sv} + z, m (where R _sv is the radius of the rear screws; d _rzv is the diameter of the fairing of the gearbox of the rear screws; z is the gap between the gearbox of one and the tip of the other rear screw), the upper and lower surfaces of the bearing fuselages are blown with air flow and make it possible to increase their bearing capacity and, especially, when the longitudinal axis of each rear screw is placed either above or along the longitudinal line passing respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a converging moment, while the rear vane-reversing screws in the OKC are like a rigid crepe the blades, and the ability to change their total pitch and install their blades in a vane position after they stop and fix for emergency landing with autorotating HB in the event of failure of the SU engines, but also the possibility of creating a marching thrust during horizontal high-speed flight, as well as direct and reverse horizontal thrust of the CSN-X2 when performing GDP and hovering for corresponding translational movement along its longitudinal axis by means of a corresponding deviation of the interfuselage of the ZSC locally with a twin-screw OKK equipped with a vertical keel at the exit along the axis of symmetry with a developed rudder and equipped along the greater axis of the OKK and on both sides of the keel with left and right developed elevons having the possibility of their in-phase and differential deviation, and the transmission system provides power transmission, for example, from two gas turbine engines, having a front shaft output for taking off their power, are mounted near and behind the center of mass on top of the corresponding fuselages and are connected by means of clutches with T-shaped in terms of intermediate gearboxes forming left and right synchronization systems with corresponding oblique transverse shafts transmitting torque from the gas turbine engine to a T-shaped unification gearbox, connected via a clutch to the input shaft of the central coaxial gearbox mounted in kinks of the transverse V in the center section of the MSC in conjunction with a unifying gearbox, which provides with intermediate gearboxes, while fulfilling GDP and hovering, a smooth redistribution of available take-off power С For SSNS-X2 and CSN-X2, made with angular gearboxes, longitudinal and transverse shafts, laid respectively in spaced beams and in the toe of the interfuselage of the ZKS to the corresponding rear screws of the OKK, 85% and 15%, respectively, for performing helicopter flight modes at specific load on the power of the control system equal to ρ _N = 3.13 kg / hp, and in aircraft flight modes, with correspondingly fixed wing blades of the upper and lower single-blade NV, 80% of the take-off power of the control system is redistributed by intermediate gearboxes my transmission only on the rear screws in the OKC, but also vice versa, while on the ground in its parking configuration PNK and ZSK have their end parts folded accordingly, and the single-blade screws in the SSNS-X2 after they stop and fix with the angle of each blade ϕ = 0 ° so that the upper one with the lower wing blades and their counterweights are directed in opposite directions, respectively, back and forth from the center of mass, placed when viewed from above along the axis of symmetry so that the wing blades themselves are fixed above the RCF, and their counterweights are in front back with the interfuselage part of the PNK, and in the left and right fuselages, the corresponding cabs have both separate controls with an electro-remote control system for takeoff, flight and landing, and energy-absorbing seats designed respectively for a pilot with four passengers and for a navigator-pilot with four passengers , but also contain on both sides and on the outer sides of the fuselage two corresponding doors, passenger of which are sliding. All this will allow for transitional maneuvers to increase the longitudinal-transverse controllability of the aircraft, and the placement of the SU with a gas turbine engine in the central part of its fuselages will simplify the transmission system. This will also improve flight safety and use of gas turbine engines of smaller dimensions across, which will reduce both the midship of the bearing fuselages and their aerodynamic drag. The use of single-blade coaxial HB will allow to achieve higher aerodynamic efficiency, despite the harmful resistance of a profiled balancing, streamlined counterweight. To prevent unwanted vibrations, single-blade rigid HBs operate at high peripheral speeds. Therefore, the main mode of operation of single-bladed HBs is the vertical movement of the MDVS. In the case of oblique blowing, the draft of the HB changes cyclically. Therefore, a rigid blade attachment improves controllability, especially of coaxial single-blade HB. In synchronized coaxial single-blade HB, the moments M _roll and M _prod from the upper and lower HBs are mutually annihilated when transferred to the fuselage through the MSC. Therefore, the aerodynamic coefficient of single-bladed aircraft in a symmetrical twin-screw coaxial design will be 1.26-1.28 higher than that of a helicopter two- or three-blade single aircraft. This will reduce the weight of the airframe, increase weight return and improve fuel efficiency by 33% in comparison with the high-speed helicopter "AVX". Moreover, this will also allow, in comparison with a classical monoplane aircraft, to increase both maneuverability at low flight speeds and during transitional maneuvers of airborne aircraft and optionally controlled unmanned airborne aircraft, but also when they perform KVP technology, reduce the stall speed for an increase set by 1.15- 1.2 times the lift coefficient of the wing system of the triplane-biplane scheme, which works and, especially, together with the wing blades in the production of lift.

Предлагаемое изобретение предпочтительного МДВС, выполненного по схеме с тремя тандемными крыльями, концепции ССНС-Х2 с ДНС-Х2 и с телескопическим валом верхнего НВ, представлено на фиг. 1 с двухвинтовым ОКК и элевонами на общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) с вариантами его использования:The present invention of the preferred MDVS, made according to the scheme with three tandem wings, the concept of CCCH-X2 with CSN-X2 and with a telescopic shaft of the upper HB, is presented in FIG. 1 with a twin-screw OKK and elevons in general views from the side and top, respectively a ) and b ) with options for its use:

а) в полетной конфигурации вертолета с соосными НВ и задними левым и правым винтами в ОКК при работающих однолопастных НВ, лопасти которых показаны повернутыми на 270° от 0°, когда они размещены перпендикулярно оси симметрии;a) in the flight configuration of a helicopter with coaxial HB and rear left and right propellers in the OKK with single-bladed HB operating, the blades of which are shown turned 270 ° from 0 ° when they are placed perpendicular to the axis of symmetry;

б) в полетной конфигурации самолета схемы триплан-биплан, имеющей ПНК, ЗСК и МСК совместно с зафиксированными лопастями-крыльями, размещенными перпендикулярно к оси симметрии и маршевой тягой от двух задних винтов в ОКК.b) in the flight configuration of an airplane of a triplane-biplane scheme, having PNK, ZSK and MSC together with fixed wing blades placed perpendicular to the axis of symmetry and marching thrust from two rear propellers in the OKK.

Преобразуемый МДВС, выполненный по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными умеренного удлинения крыльями и представленный на фиг. 1, содержит левый 1 и правый 2 фюзеляжи, которые конструктивно объединены низко- и среднерасположенными крыльями соответственно ПНК 3 и ЗСК 4, но и между ними МСК 5. Трапециевидное МСК 5, выполненное с возможностью вертикального совместного его перемещения с пилоном 6 и однолопастными соосными верхним 7 и нижним 8 НВ вверх/вниз, снабжено в корневых частях двумя парами вертикальных направляющих 9, левым 10 и правым 11 синхронизированными винтовыми домкратами. На ЗСК 4 по оси симметрии установлены задние винты толкающий левый 12 и тянущий правый 13 в ОКК 14, интегрированном с ЗСК 4 и между разнесенных тонки хвоситовых балок 15. Для повышения безопасности на торцах законцовок концевых частях ПНК 3 и ЗСК 4, снабженных закрылками 16, имеются сигнальные огни 17 и датчики сближения 18 (см. фиг.1б). На выходе ОКК 14 имеются левый 19 и правый 20 элевоны, смонтированные по обе стороны от центрального киля 21 с развитым рулем направления 22, снабженные возможностью синфазного и дифференциального отклонения элевонов 19 и 20 вверх-вниз на углы атаки ±15°. На каждом несущем фюзеляже 1-2 спереди на верхней части его носка перед стеклом кабины имеется три равновеликих аэродинамических гребня 23, параллельно смонтированных, улучшая его обтекание. Нижний 8 и верхний 7 НВ, снабженные противовесами 24, имеют обтекатели втулок 25 и 26 обтекатель колонки 27 соосных валов, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями 28, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП и отказе двигателей СУ его однолопастные 7-8 НВ, работают на режиме авторотации, разгружают тандемные крылья 3-5, а во время горизонтального полета и отказе его двух ГТД - лопасти задних винтов 12-13 ДНС-Х2 в ОКК 14 флюгируются для предотвращения авторотации. Однолопастные НВ 7-8 ССНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 24, но и возможностью создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе верхнего 7 и нижнего 8, например, при виде сверху вращающиеся по часовой и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б). Двухдвигательная СУ имеет в верхних отсеках 29 фюзеляжей 1-2 ГТД, выполненные для отбора их взлетной их мощности с передним выводом вала. Каждый из ГТД, образуя с соответствующим соединительными валами и промежуточным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Передача взлетной мощности от двух ГТД к ССНС-Х2 и ДНС-Х2 обеспечивается трансмиссией, имеющей: объединительный Т-образный в плане редуктор с карданными телескопическими наклонно-поперечными валами для редуктора соосных 7-8 НВ и продольно-поперечными левым и правым валами с угловыми редукторами (на фиг. 1 не показаны) для соответствующих задних винтов 12-13 в ОКК 14 на ЗСК 4 (см. фиг. 1б). После посадки и поворота лопастей-крыльев НВ 7-8 по оси симметрии и их совместное опускания с МСК в межфюзеляжное пространство для стояночной конфигурации МДВС или с зафиксированными лопастями-крыльями соосных 7-8 НВ его перевозки транспортной авиацией Каждый несущий фюзеляж 1-2, имеющий убирающееся колесное четырехстоечное шасси велосипедного типа с носовыми главными 30 и задними 31 вспомогательными опорами, содержит закрытые пятиместные кабины с энергопоглощающими креслами и соответствующими дверьми 32-33 (см. фиг.1а). Планер и пассажирские кабины выполнены из композитных материалов и углеродного волокна, каркас и несущие элементы фюзеляжа - из сплавов на основе алюминия.Convertible MDS made according to the double fuselage scheme and with three tandem moderate elongation of the wings and shown in FIG. 1, contains left 1 and right 2 fuselages, which are structurally combined with low and mid-wing wings PNK 3 and ZSK 4, respectively, but also between them MSC 5. Trapezoid MSC 5, made with the possibility of vertical joint movement with pylon 6 and uni-axial coaxial upper 7 and lower 8 HB up / down, equipped in the root parts with two pairs of vertical guides 9, left 10 and right 11 synchronized screw jacks. On the ZSK 4 along the axis of symmetry, the rear screws pushing the left 12 and the pulling right 13 are installed in the OKK 14, which is integrated with the ZSK 4 and between the spaced thin hvosite beams 15. To increase safety at the ends of the tips of the ends of the PNK 3 and ZSK 4 equipped with flaps 16, there are signal lights 17 and proximity sensors 18 (see Fig. 1 b ). At the output of OKK 14 there are left 19 and right 20 elevons mounted on both sides of the central keel 21 with a developed rudder 22, equipped with the possibility of in-phase and differential deviation of the elevons 19 and 20 up and down by angles of attack of ± 15 °. On each carrier fuselage 1-2 in front on the upper part of its nose in front of the cab glass there are three isometric aerodynamic ridges 23 mounted in parallel, improving its flow. The lower 8 and upper 7 HB, equipped with counterweights 24, have fairings for the bushings 25 and 26, the fairing of the column 27 of the coaxial shafts, is equipped with horizontal aerodynamic equal ridges 28 when viewed from the side, three in parallel mounted on each of its rear lateral vertical surfaces. During an emergency landing during the implementation of GDP and the failure of the SU engines, its single-blade 7-8 HBs operate in autorotation mode, unload tandem wings 3-5, and during horizontal flight and the failure of its two gas-turbine engines - rear propeller blades 12-13 DNS-X2 in OCC 14, they are feathered to prevent autorotation. Single-bladed HB 7-8 SSNS-X2 are made without swash plates and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights 24, but also with the possibility of creating from the HB full compensation of reactive torques with the opposite direction of rotation between the HB in the coaxial group of upper 7 and lower 8, for example , when viewed from above, rotating clockwise and counterclockwise, respectively (see Fig. 1 b ). The twin-engine SU has in the upper compartments 29 fuselages 1-2 gas turbine engines designed to select their take-off power with the front output of the shaft. Each of the gas turbine engine, forming a synchronizing system with the corresponding connecting shafts and an intermediate gearbox, is equipped with a clutch (not shown in Fig. 1). The take-off power is transferred from two gas turbine engines to SSNS-X2 and DNS-X2 with a transmission having: a unifying T-shaped gearbox in plan with telescopic cardan inclined-transverse shafts for a gearbox coaxial 7-8 HB and longitudinally transverse left and right shafts with angular gearboxes (not shown in Fig. 1) for the corresponding rear screws 12-13 in OKK 14 at ZSK 4 (see Fig. 1 b ). After landing and rotation of the HB-7-8 wing blades along the axis of symmetry and their joint lowering with the MSC in the interfuselage for the parking configuration of the aircraft or with fixed wing-blades coaxial 7-8 HB of its transportation by transport aircraft Each carrier fuselage 1-2, having the retractable wheeled four-post chassis of a bicycle type with bow main 30 and rear 31 auxiliary supports, contains closed five-seater cabs with energy-absorbing seats and corresponding doors 32-33 (see figure 1 a ). The glider and passenger cabins are made of composite materials and carbon fiber, the frame and the supporting elements of the fuselage are made of aluminum-based alloys.

Управление МДВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной 7-8 и задней 12-13 группы НВ и отклонением элевонов 19-20 и руля направления 22 на выходе ОКК 14. При крейсерском полете подъемная сила создается тандемными крыльями 3-5 и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 7-8, остановленными соответственно над фюзеляжами 1-2 (см. фиг.1а), горизонтальная тяга - задними винтами 12-13 в ОКК 14, на режиме висения только соосными 7-8 и задними 12-13 НВ, на режиме перехода - крыльями 3-5 и с НВ 7-8 и 12-13. После стоянки для вертикального взлета (и зависения) МСК 5 совместно с НВ 7-8 на пилоне 6 перемещаются вверх (см. фиг.1а). После создания подъемной тяги соосными 7-8 и задними 12-13 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета. Развитые элевоны 19-20 отклоняется от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° при взлетных и посадочных режимах полета и при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета МДВС. При висении на вертолетных режимах полета путевое управление МДВС осуществляется дифференциальным изменением шага диагонально расположенных НВ, имеющих одинаковое направление вращение, например, верхний соосный 7 с правым задним тянущим 13 и нижний соосный 8 с левым задним толкающим 12 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление осуществляется изменением тяги НВ соответственно в продольной их группе с передними соосными однолопастными 7-8 и задними 12-13 НВ и в поперечной группе с левым 12 и правым 13 задними НВ при последующем соответствующем изменении шага соосных 7-8 НВ. После вертикального взлета и набора высоты производится разгон в винтокрылой конфигурации. Затем для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 7-8 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются перпендикулярно плоскости симметрии (см. фиг.1б) и производится скоростной полет в самолетной полетной конфигурации, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 22 на выходе ОКК 14. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением элевонов левого 19 и правого 20 на выходе ОКК 14 соответственно.MDVS control is provided by the general and differential change in the pitch of the coaxial 7-8 and rear 12-13 HB groups and the deviation of the elevons 19-20 and the rudder 22 at the output of the OKK 14. When cruising, the lifting force is created by tandem wings 3-5 and fixed wing blades HB 7-8, stopped respectively above the fuselages 1-2 (see Fig. 1 a ), horizontal thrust - with rear screws 12-13 in OKK 14, in hovering mode only coaxial 7-8 and rear 12-13 HB, in mode transition - wings 3-5 and with HB 7-8 and 12-13. After parking for vertical take-off (and hovering), MSCs 5, together with HB 7-8 on pylon 6, move upward (see Fig. 1a). After creating the thrust, coaxial 7-8 and rear 12-13 HB helicopter flight modes are provided. Developed elevons 19-20 deviate from a horizontal position up and down by angles of ± 15 ° during take-off and landing flight modes and when performing the airborne technology on aircraft MDV flight modes. When hovering in helicopter flight modes, the directional control of the internal combustion engine is carried out by differential variation in the pitch of diagonally arranged HBs that have the same direction of rotation, for example, the upper coaxial 7 with the right rear pulling 13 and the lower coaxial 8 with the left rear pushing 12 HB. When performing GDP and freezing, longitudinal and lateral control is carried out by changing the traction of HBs, respectively, in their longitudinal group with front coaxial uni-blade 7-8 and rear 12-13 HBs and in the transverse group with left 12 and right 13 rear HBs with a subsequent corresponding change in the step of coaxial 7 -8 HB. After vertical take-off and climb, acceleration is performed in the rotorcraft configuration. Then, to switch to the airplane horizontal flight mode, the wing-wings of 7-8 single-bladed HBs simultaneously stop and are fixed perpendicular to the plane of symmetry (see Fig. 1 b ) and high-speed flight is performed in an airplane flight configuration, in which the directional control is provided by the rudder 22 at the exit OKK 14. The longitudinal and lateral control in this case is carried out by the in-phase and differential deviation of the elevons left 19 and right 20 at the output of OKK 14, respectively.

Таким образом, МДВС с двухвинтовой ДНС-Х2 и симметричной двухвинтовой ССНС-Х2 имеет задние винты в поворотном ОКК и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены на пилоне, смонтированном в V-образном поперечном изломе МСК, представляет собой гибридный скоростной вертолет-самолет, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев соосных НВ относительно продольной оси. Кроме того, двухфюзеляжная схема с несущими фюзеляжами и размещение в центральных их частях двух ГТД упрощает систему трансмиссии и позволяет в межфюзеляжном пространстве разместить на МСК системы его опускания и поднятия с однолопастными НВ, что позволит уменьшить почти на 22-24% его стояночную высоту. В двухвинтовом поворотном ОКК флюгерно-реверсивные задние винты, создающие вертикальную и маршевую тягу, обеспечивают необходимые управляющие моменты при вертолетных и самолетных режимах полета, но и уменьшают дистанцию при посадке с пробегом. Аэродинамическая схема триплан-биплан с ПНК, МСК и ЗСК, создавая за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия такой схемы совместно с лопастями-крыльями в производстве подъемной силы, позволит наравне с высокой тяговооруженностью СУ реализовать возможность выполнения технологии ВВП и КВП. Кроме того, перед самолетом классической схемы продольный триплан-биплан обладает такими преимуществами: как предотвращение сваливания в штопор, меньшие потери на балансировку и, что особенно важно - возможность и простота управления балансировкой развитыми элевонами в двухвинтовом ОКК, особенно парирование поперечного момента, а также получения высоких несущих свойств при меньших размерах, а наличие простой механизации несущих поверхностей упрощает конструкцию. А аэродинамическая компоновка двойного фюзеляжа минимизирует негативное аэродинамическое сопротивление обтекателей колес, возникающее во время горизонтального скоростного полета. Причем, так называемое ПНК создает подъемную силу, благодаря которой задний горизонтальный стабилизатор - ЗСК превращается в еще одну несущую поверхность, особенно, с двумя несущими фюзеляжами (НФ), уменьшающими массу конструкции и продольные габариты МДВС по сравнению с однофюзеляжным. Поскольку задние винты в ОКК не создают дополнительные вихревые потоки, то НФ поддерживают ламинарный поток на треть всей их длины, что увеличивает их подъемную силу. В результате, нагрузка на крылья-лопасти снижается, а при их вкладе в создании общей подъемной силы всего лишь около 25% то, за счет этого уменьшаются и их потребные размеры, но и снижается при этом аэродинамическое сопротивление и увеличивается скорость полета.Thus, the MDA with a twin-screw CSN-X2 and a symmetrical twin-screw SSNS-X2 has rear screws in the rotary OKK and single-blade coaxial HB, the lower and upper of which are mounted on a pylon mounted in a V-shaped transverse kink of the MSC, is a hybrid high-speed helicopter an airplane that changes its flight configuration only by fixing the symmetrical surfaces of the wing blades coaxial HB relative to the longitudinal axis. In addition, the two-fuselage scheme with bearing fuselages and the placement of two gas-turbine engines in the central parts simplifies the transmission system and allows the system to lower and raise it with single-blade HBs in the interfusel space, which will reduce its parking height by almost 22-24%. In the twin-screw rotary OKC, the vane-reversing rear propellers, creating vertical and mid-flight thrust, provide the necessary control torques for helicopter and airplane flight modes, but also reduce the distance when landing with mileage. The aerodynamic scheme of a triplane-biplane with PNK, MSCs and ZSK, creating for the set a 1.15-1.2-fold increase in the coefficient of raising such a scheme together with wing-blades in the production of lifting force, will allow, along with high thrust-weight ratio of SU, to realize the possibility of implementing the GDP technology and KVP. In addition, the longitudinal triplane-biplane has the following advantages over the classic-style airplane: such as preventing stalling, less balancing loss and, most importantly, the ability and simplicity of balancing the developed elevons in a twin-screw OCC, especially parrying the transverse moment, as well as obtaining high bearing properties at smaller sizes, and the presence of simple mechanization of bearing surfaces simplifies the design. And the aerodynamic layout of the double fuselage minimizes the negative aerodynamic drag of the wheel fairings that occurs during horizontal high-speed flight. Moreover, the so-called PNK creates a lifting force, thanks to which the rear horizontal stabilizer - ZSK turns into another bearing surface, especially with two bearing fuselages (NF), which reduce the mass of the structure and the longitudinal dimensions of the MDV as compared with the single-body one. Since the rear screws in the CCC do not create additional vortex flows, the NFs support the laminar flow by a third of their entire length, which increases their lifting force. As a result, the load on the wing-blades decreases, and with their contribution to the creation of a total lifting force of only about 25%, this also reduces their required size, but also reduces the aerodynamic drag and increases the flight speed.

Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения МДВС, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции НВ и задних винтов в двухвинтовом ОКК и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП при совместной работе в синхронно-сбалансированной ССНС-Х2 однолопастных НВ, которые весьма перспективны в качестве останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, что исключит наличие узлов переворота лопастей (для организации симметричных поверхностей крыла относительно продольной оси) или весьма конструктивно сложных систем их складывания и уборки НВ. В конечном итоге это позволит, улучшая весовую отдачу, добиться снижения расхода топлива более чем на треть в сравнении со скоростным вертолетом двухвинтовой соосной схемы компании "AVX Aircraft" (США), что немаловажно и, особенно, для поисково-спасательных МДВС (см. табл. 1).However, there is no doubt that on the way to mastering the MDE, using the above advantages, there are still many difficulties and problems to overcome. This primarily relates to solving the problems of aerodynamic interference of HB and rear propellers in a twin-screw OKC and the possibility of ensuring stability and controllability in the GDP regimes when working together in a synchronously-balanced SSNS-X2 of single-blade HBs, which are very promising as stopped and not retractable in flight wing-screws, which eliminates the presence of nodes of the flip of the blades (for the organization of symmetrical surfaces of the wing relative to the longitudinal axis) or very structurally complex systems of their folded Oia and cleaning HB. Ultimately, this will allow, by improving the weight return, to achieve a reduction in fuel consumption by more than a third in comparison with a high-speed helicopter of a twin-screw coaxial circuit of the company "AVX Aircraft" (USA), which is important and, especially, for search and rescue MDA (see table . one).

Claims

1. Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет, снабженный двухвинтовыми несущими и пропульсивными винтами, имеющий силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие и пропульсивные винты, и убирающееся колесное шасси с задней вспомогательной опорой, отличающийся тем, что он выполнен как по аэродинамической схеме с тремя тандемными крыльями, связывающими два фюзеляжа и включающими с умеренным удлинением переднее низко- и заднее среднерасположенные крылья соответственно (ПНК и ЗСК), но и между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК), выполненные с разновеликими площадями, которые составляют соответственно 32% и 34%, но и 34% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, первые два из которых ПНК и ЗСК, имеющие концевые части с внешних бортов фюзеляжей и хвостовых балок, снабжены закрылками и возможностью их складывания соответственно вверх и вниз, так и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины и пассажирского салона с двигательным отсеком соответственно в передней и центральной его частях, но и расположения упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системы (ССНС) и движительно-несущей системы (ДНС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V высокорасположенного МСК и на ЗСК, включающих перед центром масс два с противоположным вращением однолопастных несущих винта (НВ), обеспечивающих только вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и за центром масс два задних винта в овальном кольцевом канале (ОКК), размещенном между тонких разнесенных хвостовых балок и интегрированном с цельно-поворотной межфюзеляжной частью ЗСК как для создания подъемной силы и управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги и продольно-поперечного управления при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированном пилоне, но и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или высокоскоростной самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах, близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые широкохордовые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-биплана, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и соответствующем складывании концевых частей ПНК и ЗСК, а также при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - для стояночной конфигурации, так и обратно, при этом однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, причем полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с задними правым тянущим и левым толкающим винтами ДНС-Х2 в ОКК, имеющими направление вращения при выполнении ВВП и зависания соответственно по часовой и против часовой стрелки, вынесенными соответственно вперед и назад от соответствующих кромок ЗСК и разнесенными вдоль межфюзеляжной его части с межосевым расстоянием (L_мр), определяемым из соотношения: L_мр=R_зв+d_рзв+z, м (где R_зв - радиус задних винтов; d_рзв - диаметр обтекателя редуктора задних винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого заднего винта), обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого заднего винта при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом задние флюгерно-реверсивные винты в ОКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДНС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси посредством соответствующего отклонения межфюзеляжной части ЗСК совместно с двухвинтовым ОКК, снабженным на выходе по оси симметрии вертикальным килем с развитым рулем направления и оснащенного по большей оси ОКК и по обе стороны от киля левым и правым развитыми элевонами, имеющими возможность синфазного и дифференциального их отклонения, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы вблизи и сзади центра масс сверху соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Т-образными в плане промежуточными редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы с соответствующими наклонно-поперечными валами, передающими крутящий момент от ГТД к Т-образному в плане объединительному редуктору, связанному через муфту сцепления с входным валом центрального соосного редуктора, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК совместно с объединительным редуктором, обеспечивающим с промежуточными редукторами при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и к ДНС-Х2, выполненной с угловыми редукторами, продольными и поперечными валами, проложенными соответственно в разнесенных балках и в носке межфюзеляжной части ЗСК к соответствующим задним винтам ОКК, соответственно 85% и 15% для выполнения вертолетных режимов полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,13 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ промежуточными редукторами перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на задние винты в ОКК, но и обратно, при этом на земле в стояночной его конфигурации ПНК и ЗСК имеют сложенные соответствующим образом концевые их части, а однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над ОКК, а их противовесы - перед задней кромкой межфюзеляжной частью ПНК, причем в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины имеют как раздельные органы управления с электродистанционной системой управления для выполнения взлета, полета и посадки, так и энергопоглощающие кресла, предназначенные соответственно для пилота с четырьмя пассажирами и для штурмана-пилота с четырьмя пассажирами, но и содержат с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные.1. A multi-purpose double-bodied helicopter aircraft equipped with twin-screw main and propulsive propellers, having a power unit (SU) with engines that transmit torque through the main gearbox and transmission shafts to the main and propulsive propellers, and a retractable wheeled landing gear with a rear auxiliary support, characterized in that it is designed as an aerodynamic design with three tandem wings connecting two fuselages and including with moderate elongation, the front low- and rear mid-wing wings correspond (PNA and ZSC), but also between the last two - the interfuselage middle wing (MSC), made with different sizes, which make up 32% and 34%, respectively, but also 34% of the total area of the three tandem interfuselage wings, the first two of which PNK and ZSK, having end parts from the outer sides of the fuselage and tail beams, are equipped with flaps and the possibility of folding them up and down, respectively, as well as the concept of large-sized bearing fuselages of rectangular cross section with rounded corners having an aerodynamic wing profile with relative their relative thickness, which makes it possible in each fuselage to place a cabin and a passenger compartment with an engine compartment, respectively, in its front and central parts, but also to arrange the aforementioned twin-screw coaxially symmetric bearing system (SSNS) and propulsion-bearing system (DNS), respectively, along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and aft parts on the pylon in the fracture of the transverse V of the high-lying MSC and on the MSC, including two single-lobed rotor screw (NV), providing only vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and behind the center of mass two rear screws in an oval annular channel (OKK), located between thin spaced tail beams and integrated with the whole-rotary interfuselage part of the ZKS both to create lifting force and control moments when performing GDP and freezing, as well as marching thrust and longitudinal-transverse control for high-speed horizontal flight and fixed wing-blades of single-bladed HB placed on a profiled pi onet, but it is also equipped with the ability to convert its flight configuration after performing KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with SSNS-X2 and DNS-X2 to the corresponding high-speed rotorcraft or high-speed aircraft with marching CSN-X2, respectively, with single-bladed HB operating at close to their autorotation or when the fixed wing blades of the upper and lower one-bladed HB are left, the left and right wide-chordate blades of which are stopped and fixed perpendicular to the plane of symmetry and extended from the last outwards so that their leading edges are perpendicular to the flow, increasing the area of the tandem wings and carrying their ability together with the supporting fuselages, but also forming a diagram of a freely carrying longitudinal triplane-biplane, used only for high-speed horizontal flight, or after vertical landing to the ground and the corresponding folding of the end parts of the PNA and ZSK, as well as when the wing blades of its HB stop and their corresponding fixation along the axis of symmetry - for the parking configuration, and At the same time, one-bladed HBs were made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also creating full compensation of reactive torques from one-bladed HBs in the opposite direction of rotation between the screws in a spaced pair along the height of the HB, for example, top view, the upper and lower one-bladed HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades pass over the left and right sides of the fuselage th from the aft to the fore parts and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of longitudinal-transverse control when performing GDP and hovering and the creation of a smoother flow around the carrier fuselage, moreover, a fully synchronously-balanced SSNS-X2, working in conjunction with the rear right pull and left pushing screws CSN-X2 in OKK, which have a direction of rotation when performing GDP and hovering, respectively, clockwise and counterclockwise, respectively back and forth from the corresponding edges of the ZSK and spaced along its interfuselage part with an axle distance (L _mr ), determined from the relation: L _mr = R _sv + d _pvz + z, m (where R _sv is the radius of the rear screws; d _rzv is the diameter of the fairing of the gearbox of the rear screws; z is the gap between the gearbox of one and the tip of the other rear screw), the upper and lower surfaces of the bearing fuselages are blown with air flow and make it possible to increase their bearing capacity and, especially, when the longitudinal axis of each rear screw is placed either above or along the longitudinal line passing respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a converging moment, while the rear vane-reversing screws in the OKC are like a rigid crepe the blades, and the ability to change their total pitch and install their blades in a vane position after they stop and fix for emergency landing with autorotating HB in the event of failure of the SU engines, but also the possibility of creating a marching thrust during horizontal high-speed flight, as well as direct and reverse horizontal thrust of the CSN-X2 when performing GDP and hovering for corresponding translational movement along its longitudinal axis by means of a corresponding deviation of the interfuselage of the ZSC locally with a twin-screw OKK, equipped with a vertical keel at the exit along the axis of symmetry with a developed rudder and equipped with left and right developed elevons along the major axis of the OKK and on both sides of the keel, with the possibility of their in-phase and differential deviation, and the transmission system provides power transmission from two, for example, gas turbine engines (GTE), having a front shaft output for taking off their power, are mounted near and behind the center of mass on top of the corresponding fuselages and connected by means of clutch with T-shaped in terms of intermediate gearboxes forming left and right synchronizing systems with corresponding oblique-transverse shafts transmitting torque from the gas turbine engine to a T-shaped unifying gearbox connected through a clutch to the input shaft of a central coaxial gearbox mounted in the kinks of the transverse V in the center section of the MSC together with the unification gearbox, which ensures smooth redistribution of the distribution the required take-off power of the SU to SSNS-X2 and DNS-X2, made with angular gears, longitudinal and transverse shafts, laid respectively in spaced beams and in the toe of the interfuselage part of the ZKS to the corresponding rear screws of the OKK, respectively 85% and 15% for helicopter flight modes when the specific load capacity equal SU ρ _N = 3,13 kg / hp., and aircraft flight modes when appropriately fixed-wing blades of the upper and lower single blade HB intermediate gearboxes redistributed about 80% the take-off power of the SU by the transmission system only to the rear screws in the OKK, but also vice versa, while on the ground in its parking configuration PNK and ZSK have their end parts folded accordingly, and the single-blade screws in SSNS-X2 after they stop and fix with the installation angle each blade ϕ = 0 ° so that the upper one with the lower wing-blades and their counterweights are directed in opposite directions, respectively, back and forth from the center of mass, placed when viewed from above along the axis of symmetry so that the wing-blades themselves are fixed above the RCF, and their counterweights - in front of the trailing edge of the PNK interfuselage, and in the left and right fuselages, the corresponding cabs have both separate controls with an electric remote control system for takeoff, flight and landing, and energy-absorbing seats designed respectively for a pilot with four passengers and for a navigator - a pilot with four passengers, but also contain on both sides and on the outer sides of the fuselage two corresponding doors, the passenger of which are sliding.

2. Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет по п. 1, отличающийся тем, что упомянутые соосные однолопастные НВ с профилированными противовесами имеют радиус (r_пп), определяемый из соотношения: r_пп=0,3⋅R_нв, м (где R_нв - радиус НВ), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,15 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,15 раза меньше его корневой хорды, снабжен законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане форму с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму, причем МСК, выполненное с возможностью вертикального совместного его перемещения с пилоном и однолопастными НВ вверх и вниз соответственно с полетной в транспортно-стояночную конфигурацию для уменьшения высоты при перевозке транспортной авиацией, снабжен в корневых частях двумя парами вертикальных направляющих, левым и правым синхронизированными винтовыми домкратами с электромеханическим приводом, при этом каждый упомянутый наклонно-поперечный соединительный вал, связывающий выходной вал промежуточного редуктора с входным валом объединительного редуктора для соосных однолопастных НВ выполнен в виде карданного телескопического вала, каждый из которых снабжен двумя карданными шарнирами, причем в нижней части центроплана МСК в подкрыльном обтекателе смонтирована бортовая электролебедка, установленная напротив дополнительных с внутренних бортов фюзеляжей сдвижных дверей салона для поднятия пострадавших и принятия их на борт при спасательных операциях, при этом упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие по тянущей и толкающей схеме, вынесены соответственно за переднюю и заднюю кромки ЗСК.2. The multi-purpose two-fuselage helicopter aircraft according to claim 1, characterized in that the said coaxial single-bladed HB with profiled counterweights have a radius (r _pp ), determined from the relation: r _pp = 0.3⋅R _nv , m (where R _nv - radius HB), with each profiled counterweight made with the opposite in terms of narrowing, has the root and end chords respectively equal and 1.15 times larger than the root chord of the rotor, which in turn has the end chord of the wing-blade 1.15 times smaller than its root chord, equipped with an ending that has external arcuate and mirrored internal lines forming an ellipsoidal shape with its larger axis mating with the corresponding edges of the profiled counterweight, forming its streamlined shape, and MSC made with the possibility of its vertical joint movement with the pylon and single-blade HB up and down, respectively flight to the transport and parking configuration to reduce altitude when transported by transport aircraft, is equipped in the root parts with two pairs of vertical directions with left and right synchronized screw jacks with an electromechanical drive, with each said inclined-transverse connecting shaft connecting the output shaft of the intermediate gearbox to the input shaft of the combining gearbox for coaxial single-blade HB made in the form of a telescopic universal joint shaft, each of which is equipped with two universal joints moreover, an onboard electric winch mounted opposite the additional internal ennih bead fuselage interior sliding door for lifting the affected and taking them on board during rescue operations, wherein said left and right bolts in the rear PCC working by pulling and pushing scheme handed respectively, for the front and rear edges ZSK.

3. Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет по п. 2, отличающийся тем, что упомянутые соосные нижний и верхний однолопастные НВ, выполненные с системой обтекателей, включающей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос по высоте между лопастью нижнего и верхнего однолопастных винтов не менее 13% от их радиуса, при этом обтекатель колонки валов, имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок соосных НВ, причем обтекатель колонки соосных НВ, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, при этом упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие оба по тянущей схеме, вынесены соответственно ближе и дальше от передней кромки ЗСК.3. The multi-purpose two-fuselage helicopter-plane according to claim 2, characterized in that said coaxial lower and upper single-blade NV made with a fairing system, including both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and a fairing of the column of coaxial shafts located between the respective fairings of the bushings and reducing the total resistance and height difference between the blade of the lower and upper single-blade propellers at least 13% of their radius, while the flow around the shaft column body, having a teardrop-shaped top view and a system for preventing uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation, is mounted so that it has upper and lower slotted gaps made specularly to the elliptical surfaces of the corresponding cowling fairings of the bushings of coaxial HBs, and the cowling of the column of coaxial HBs, which facilitates flow around reducing flow separation and drag, when viewed from the side, horizontal aerodynamic equidistant ridges are mounted in parallel three each its rear lateral vertical surface so that each central one, installed in its middle and closer to its rear edge, having a reverse sweep, and the upper and lower aerodynamic ridges, in turn, are installed further from it and at the same time are equidistant from the central one, while the left and the right rear screws in the OCC, working both according to the pulling pattern, are moved accordingly closer and further from the front edge of the ZSK.

4. Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет по любому из пп. 1-3, отличающийся тем, что при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок упомянутых ПНК и ЗСК, имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, причем автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему автоматической посадки, которая включится в том случае, если пилоты не будут реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке, при этом полый телескопический вал верхнего НВ снабжен возможностью втягиваться/выдвигаться, уменьшая/увеличивая разнос по высоте между лопастью нижнего и верхнего НВ как на стоянке, так и для самолетной/вертолетной полетной конфигурации, причем упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие оба по толкающей схеме, вынесены соответственно дальше и ближе от задней кромки ЗСК.4. Multipurpose twin-body helicopter aircraft according to any one of paragraphs. 1-3, characterized in that when performing the GDP to increase safety at the ends of the endings of the mentioned PNK and ZSK, there are signal lights and proximity sensors warning the siren of an unacceptable approach with foreign objects, and autonomous control systems including an autopilot for independent take-off after selecting and confirming the route and the automatic landing system, which will turn on in case the pilots do not respond to requests from the on-board computer, but also tracking systems, which identify the obstacles that appeared on the flight path and give a command to automatically fly around them, and then provide a soft landing at a given point, while the hollow telescopic shaft of the upper HB is equipped with the ability to retract / extend, reducing / increasing the height difference between the lower and upper HB blades as in the parking lot, as well as for an airplane / helicopter flight configuration, the aforementioned left and right rear propellers in the OKC working both according to the pushing pattern are moved farther and closer respectively from the trailing edge KYC.