РОССИЙСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ ФЕДЕРАЛЬНАЯ СЛУЖБА ПО ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ	(19) RU (11) 2 661 277 (13) C1
	(51) МПК B64C 27/24 (2006.01) B64C 29/00 (2006.01) (52) СПК B64C 27/24 (2006.01) B64C 29/00 (2006.01)

Статус:	не действует (последнее изменение статуса: 15.09.2022)
Пошлина:	Возможность восстановления: нет.

(21)(22) Заявка: 2017108568, 14.03.2017 (24) Дата начала отсчета срока действия патента: 14.03.2017 Дата регистрации: 13.07.2018 Приоритет(ы): (22) Дата подачи заявки: 14.03.2017 (45) Опубликовано: 13.07.2018 Бюл. № 20 (56) Список документов, цитированных в отчете о поиске: RU 2092392 C1, 10.10.1997. RU 2507121 C1, 20.02.2014. RU 2609856 C1, 06.02.2017. US 8376264 B1, 19.02.2013. US 7665688 B2, 23.02.2010. Адрес для переписки: 347923, Ростовская обл., г. Таганрог, ул. Ломакина, 106а, кв. 12, Дуров Дмитрий Сергеевич

(72) Автор(ы): Дуров Дмитрий Сергеевич (RU) (73) Патентообладатель(и): Дуров Дмитрий Сергеевич (RU)

(54) БЕСПИЛОТНЫЙ ПАЛУБНЫЙ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ ВИНТОКРЫЛ

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции беспилотных палубных преобразуемых винтокрылов, имеющих две пары с противоположным вращением поперечно-тандемных винтов, обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и толкающий винт над низко расположенной хвостовой балкой двухкилевого оперения для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных винтов, размещенных на пилонах крыла, закрепленного совместно с поворотной круговой опорой, устанавливаемой крыло с продолговатыми гондолами на законцовках крыла совместно с лопастями-крыльями вдоль фюзеляжа для размещения на палубе авианесущего корабля.

Известен полностью электрический беспилотный конвертоплан (БКП) компании "Новые технологии" (РФ) модели "Эра-100", имеющий на концах тандемных крыльев обратной и прямой стреловидности электромоторы с двухлопастными винтами в поворотных мотогондолах, при повороте которых он преобразовывается с самолета в вертолет четырехвинтовой несущей схемы, содержит в фюзеляже из углепластика систему управления, аккумуляторные батареи и полозковое шасси.

Признаки, совпадающие - наличие тандемных крыльев, имеющих на законцовках электромоторы мощностью по 2,7 кВт с винтами в поворотных мотогондолах. Система управляет передней и задней парой электромоторов соответственно с тянущими винтами на низко расположенном крыле обратной стреловидности и с толкающими винтами на высоко расположенном крыле прямой стреловидности. Полностью электрический БКП "Эра-100" с взлетным весом 24 кг, сочетающий в себе преимущества вертолета и самолета, может подниматься на высоту до 2 км, наличие тандемных крыльев позволяет при крейсерском полете в самолетной конфигурации находится без подзарядки батарей в воздухе до 1 часа и действовать в радиусе до 60 км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что четырехвинтовой БКП "Эра-100" имеет ряд недостатков, препятствующих дальнейшему повышению полезной нагрузки, как-то: первый - это то, что данный БКП, содержащий на концах тандемных крыльев с размахом 1 м четыре поворотных электромотора с винтами диаметром 0,5 м, имеет плохую управляемость по курсу на самолетных режимах полета, сложную схему управления электромоторами при независимом их повороте и вращении двух толкающих и двух тянущих винтов на переходных и вертолетных режимах полета. Второй - это то, что при висении поток от двух передних тянущих винтов, обдувая соответственно консоли первого крыла от их законцовок, создают из-за отсутствия внешних закрылок переднего крыла значительную потерю каждого винта (≈20%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги передних винтов и создавать задними двумя толкающими винтами ситуацию неуправляемого пикирования, что снижает стабильность управления и безопасность. Третий - это то, что равновеликие винты с четырьмя электромоторами одинаковой мощности предопределяют равноудаленное размещение пары передних и пары задних винтов от центра масс, что, уменьшая длину фюзеляжа до 1,3 м, приводит из-за отсутствия киля к ухудшению путевой устойчивости на переходных и самолетных крейсерских режимах полета.

Известен (http://www.ehang.com/ehang184) беспилотный электровертолет Ehang 184 фирмы "Ehang" (КНР), имеющий на концах фюзеляжа две передние и две задние V-образные в плане опоры круглого сечения с электромоторами в ярусных мотогондолах с верхними и нижними двухлопастными пропеллерами, содержит из углепластика планер, систему управления, аккумуляторные батареи и полозковое шасси.

Признаки, совпадающие - имеется восемь электромоторов, суммарной мощностью 106 кВт (144 л.с.), которые сгруппированы попарно и размещены в четырех объединенных мотогондолах на концах складываемых на стоянке вверх опорах и приводят в действие восемь двухлопастных пропеллеров d=1,5 м, расположенных под и над соответствующей опорой, имеющей круглое сечение из-за увеличенной консольной нагрузки двух электродвигателей с двумя пропеллерами, оси вращения которых отклонены вовнутрь вдоль продольной оси опоры. Половина из них вращается по часовой стрелке, половина - против, поэтому рулевой винт ему не нужен. Изменение высоты полета, поворот и горизонтальное движение обеспечивается исключительно за счет уменьшения или увеличения оборотов соответствующих электродвигателей. Аккумуляторная батарея общим весом 100 кг и емкостью 14,4 кВт*ч, включает восемь блоков и размещена под днищем кабины. Количества энергии аккумуляторной батареи достаточно для полета Ehang 184 с одним пассажиром в течение 23 минут. Полномасштабный электровертолет Ehang 184, весящий пустой с аккумуляторными батареями 200 кг, способен поднимать в воздух груз весом в 120 кг и, перемещаясь со скоростью 100 км/ч на высоте до 3500 м, достичь дальности полета до 38 км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение каждой мотогондолы с электродвигателями, которые сгруппированы попарно и размещены с двумя пропеллерами, предопределяет конструктивно жесткие опоры круглого сечения, не имеющие несущей способности, что повышает аэродинамическое сопротивление и утяжеляет конструкцию. Вторая - это то, что диаметры верхнего и нижнего пропеллеров в переднем и заднем V-образных в плане опорах ограничены их размахом и имеют не разнесенное один над другим расположение, что уменьшает на 78-80% вертикальную тяговооруженность, что наравне с отсутствием обеспечения горизонтальной маршевой тяги ухудшает энергетическую эффективность. Третья - это то, что изменение высоты полета, поворот и, особенно, горизонтальный полет обеспечивается исключительно за счет уменьшения или увеличения оборотов соответствующих электродвигателей, что предопределяет повышенное энергопотребление электродвигателей. Четвертая - это то, что отсутствие хвостового оперения значительно усложняет возможность продольного и поперечного управления, особенно, на переходных режимах полета, когда у такого аппарата отсутствие крыла и его подъемной силы приводит к не уравновешиванию несущей системы с восемью пропеллерами, особенно, при горизонтальном полете, что также увеличивает энергопотребление всех электромоторов, питаемых от внутренних источников, например, аккумуляторной батареи и ограничивает длительность полета на крейсерских режимах до 23 минут, что ограничивает скорость, дальность и высоту его полета.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный винтокрыл модели Quadcruiser европейской фирмы Airbus Group, имеющий четыре подъемных и один маршевый вертикально и горизонтально ориентированных двигателя соответственно с несущими и задним винтами, используемыми на вертолетных и самолетных режимах полета и размещенными на концах тандемных крыльев и фюзеляжа за вторым крылом в гондолах с двигателями силовой установки (СУ).

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенных тандемных крыльев, снабженных четырьмя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю продолговатую гондолу, вынесенную за соответствующие кромки крыльев с вертикально ориентированными электромоторами и несущими винтами. Толкающий винт, расположенный соответственно сзади фюзеляжа за вертикальным оперением, обеспечивает маршевую тягу для горизонтального крейсерского полета со скоростью 90 км/ч.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что "Quadcruiser" четырехвинтовой несущей схемы и с задним толкающим винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на самолетных режимах полета, имеет сложную схему управления электромоторами при независимом вращении четырех несущих винтов на вертолетных режимах полета, малую полезную нагрузку и весовую отдачу. Вторая - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом несущие винты одинакового диаметра имеют радиусы, не превышающие длину продолговатых гондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Кроме того, это также усложняет конструкцию крыла с надкрыльными мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его планера. Третья - это то, что аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для крейсерского полета, создают тандемные крылья, являясь несущими аэродинамическими поверхностями, а дополнительную подъемную силу - четыре несущих винта, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с крыльями ограничена. Поэтому возможность повышения маневренности при переходных маневрах и увеличения весовой отдачи при повышении скорости, взлетного веса и времени полета боле 50 минут, но и геометрических стояночных размеров планера весьма ограничено.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном СВВП модели Quadcruiser увеличение взлетного веса и весовой отдачи, повышение маневренности при переходных маневрах и на малых скоростях полета, увеличение крейсерской скорости и дальности полета, повышение топливной и транспортной эффективности, увеличение в 1,2 раза коэффициента поднятия в производстве подъемной силы при самолетных крейсерских режимах полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного СВВП модели Quadcruiser, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по концепции разноуровневых винтов, включающей как два передних и два задних нижних поперечно-тандемных несущих винта (ПТНВ), равноудаленных от центра масс и обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/ посадку (ВВП и КВП), и флюгерно-реверсивный упомянутый толкающий меньший пропульсивный винт (МПВ), размещенный на кормовом валу в конце средней части фюзеляжа и над низко расположенной хвостовой балкой двухкилевого оперения и работающий как совместно с однолопастными несущими винтами (НВ) для создания прямой и обратной горизонтальной тяги для соответствующего его перемещения при выполнении ВВП и зависания, так и самостоятельно для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированных пилонах в передних и задних окончаниях продолговатых гондол на законцовках высокорасположенного трапециевидного крыла (ВТК), смонтированного с положительным углом поперечного V на поворотной круговой опоре, устанавливаемой консоли ВТК после его поворота на угол 90° по часовой стрелке при виде сверху совместно с лопастями-крыльями вдоль фюзеляжа с выносом толкающего винта за левый борт фюзеляжа после предварительного складывания верхних частей килей оперения к оси симметрии для размещения на палубе авианесущего корабля в стояночной его конфигурации и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ПТНВ-Х2+2 и МПВ-Х1 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой тягой от МПВ-Х1 соответственно с четырьмя однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при жестко закрепленных лопастях-крыльях однолопастных НВ, зафиксированные лопасти которых остановлены и направлены вовнутрь к плоскости симметрии от профилированных переднего верхнего и заднего нижнего пилонов и вынесенных от соответствующих кромок ВТК, увеличивая как его площадь, так и несущую способность не только за счет отклонения его механизации при взлетно-посадочной конфигурации, но и образуя крыльями-лопастями трипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК, имеющим удлинение (λ_три), составляющее величину от 3,5 до 4,0 единиц и размах (L_втк), определяемый из соотношения: L_втк=1,361⋅2R_нв, м (где: R_нв - радиус однолопастных НВ) и снабженным внутренними закрылками и внешними флапперонами, корневые хорды первых из них в раза больше концевых хорд последних, так и обратно, при этом средняя аэродинамическая хорда (САХ) ВТК, определяемая из соотношения: м (где: b_нв - САХ лопасти НВ), предопределяет при виде сверху параллельное размещение как каждой задней кромки передних верхних НВ с передней кромкой ВТК, так и каждой передней кромки задних нижних НВ с задней кромкой ВТК, но и их разнесение и вдоль продолговатых гондол с коэффициентом перекрытия равным 0,75, и по вертикали так, что средние линии двух передних и двух задних НВ, работающих соответственно по тянущей и толкающей схемам, равноудалены и размещены выше и ниже от средней линии ВТК на величину вертикального зазора (z_нв), определяемого из соотношения: z_нв=0,3⋅b_втк, м (где: b_втк - САХ консолей ВТК), причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага, но с изменением общего их шага, жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между поперечными НВ, например, при виде сверху оба левых и оба правых однолопастных НВ вращаются соответственно против часовой и по часовой стрелке так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком обратного сужения консолей ВТК, образованного при максимальном отклонении его закрылок и флапперонов, при этом ВТК и лопасти-крылья ПТНВ-Х2+2 имеют разновеликие площади, которые составляют от общей площади трипланной схемы крыльев соответственно от 59,74 до 60,44% и от 40,26 до 39,56%, причем четырехлопастный меньший винт имеет как жесткое крепление лопастей и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими однолопастными НВ в случае отказа двигателей СУ, при этом спереди на верхней части обтекателя объединенной мотогондолы имеется три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая ее обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной оси ближе к передней ее кромке, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), каждый из которых имеет задние выхлопные сопла, направленные вверх, и передний вывод вала для отбора взлетной мощности, смонтирован по обе стороны от оси симметрии на задней продолговатой части поворотной опоры ВТК и связан посредством муфты сцепления с продольным валом углового редуктора синхронизирующей системы, объединенной Т-образным в плане многопоточным главным редуктором, имеющим выходные как левый и правый валы, снабженные муфтами сцепления поперечных валов Т-образных в плане консольных редукторов, каждый из последних имеет передний и задний продольные валы с угловыми редукторами соответствующих однолопастных НВ, так и продольный кормовой вал, размещенный по оси симметрии, передает крутящий момент на редуктор МПВ, размещенный в гондоле за центральной частью фюзеляжа, при этом при выполнении ВВП и зависания главным редуктором обеспечивается плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ПТНВ-Х2+2 и МПВ-Х1 соответственно 90% и 10% и реализуются вертолетные режимы полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,4 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях двух передних верхних и двух задних нижних однолопастных НВ в виде соответствующих крыльев трипланной схемы главным редуктором перераспределяется 60% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на редуктор МПВ, но и обратно, причем на палубе корабля в транспортно-стояночной его конфигурации при сложенных верхних надстабилизаторных частях килей однолопастные НВ после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что левые и правые лопасти-крылья НВ, направлены к центру масс вместе с соответствующими консолями ВТК после его поворота, а их противовесы - в противоположные стороны и вынесены при виде сверху по обе стороны от оси симметрии соответственно в носовой и кормовой части фюзеляжа.

Кроме того, на вертолетных, но и самолетных режимах полета оба левых и оба правых однолопастных НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки, но и оба левых и оба правых однолопастных НВ зафиксированы так, что образуют при виде спереди внешнюю бипланную схему крыльями-лопастями, направленными перпендикулярно от оси симметрии, вынесены наружу от законцовок ВТК, имеющего общее удлинение (λ_общ), составляющее величину от 10,5 до 13,0 единиц.

Кроме того, на вертолетных, но и самолетных режимах полета в двух левых и в двух правых однолопастных НВ передний верхний и задний нижний вращаются соответственно против часовой и по часовой стрелке, но и в двух левых и в двух правых однолопастных НВ задний нижний и передний верхний остановлены и направлены наружу и вовнутрь от законцовок ВТК, образуя передними верхними крыльями-лопастями внутреннюю бипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК.

Кроме того, на вертолетных, но и самолетных режимах полета в двух левых и в двух правых однолопастных НВ передний верхний и задний нижний вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки, но и в двух левых и в двух правых однолопастных НВ передний верхний и задний нижний остановлены и направлены наружу и вовнутрь от законцовок ВТК, образуя задними нижними крыльями-лопастями внутреннюю бипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК.

Кроме того, при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок, упомянутого ВТК, имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, при этом автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему экстренного автоматического возврата, которая включится в том случае, если оператор не будет реагировать на запросы бортового компьютера, а затем обеспечит мягкую автоматическую посадку в заданной точке или в месте вылета, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, при этом широкохордовые упомянутые однолопастные винты имеют среднюю аэродинамическую хорду лопасти (b_сах) и радиус профилированного противовеса (r_пп), определяемым соответственно из соотношений: b_сах=0,2⋅R_нв, м и r_пп=0,3⋅R_нв, м (где: R_нв - радиус несущих винтов), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,1 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,1 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 на упомянутом фюзеляже спереди на верхней его части перед стеклом кабины имеется три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая его обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной его оси ближе к лобовому стеклу, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от него и при этом равноудалены от центрального, при этом он снабжен под центром масс в нижней части фюзеляжа швартующим устройством с рычагом ручного управления, имеющим на отклоняемой вниз/вверх телескопической штанге запорный механизм и устройство захвата, контактирующее с ячейками палубной решетки, обеспечивая возможность посадки на корабль при кренах до 25°.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл (БППВ), выполненный по концепции разноуровневых винтов, включающей как два передних и два задних нижних поперечно-тандемных несущих винта (ПТНВ), равноудаленных от центра масс и обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/ посадку (ВВП и КВП), и флюгерно-реверсивный упомянутый толкающий меньший пропульсивный винт (МПВ), размещенный на кормовом валу в конце средней части фюзеляжа и над низко расположенной хвостовой балкой двухкилевого оперения и работающий как совместно с однолопастными несущими винтами (НВ) для создания прямой и обратной горизонтальной тяги для соответствующего его перемещения при выполнении ВВП и зависания, так и самостоятельно для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированных пилонах в передних и задних окончаниях продолговатых гондол на законцовках высокорасположенного трапециевидного крыла (ВТК), смонтированного с положительным углом поперечного V на поворотной круговой опоре, устанавливаемой консоли ВТК после его поворота на угол 90° по часовой стрелке при виде сверху совместно с лопастями-крыльями вдоль фюзеляжа с выносом толкающего винта за левый борт фюзеляжа после предварительного складывания верхних частей килей оперения к оси симметрии для размещения на палубе авианесущего корабля в стояночной его конфигурации и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ПТНВ-Х2+2 и МПВ-Х1 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой тягой от МПВ-Х1 соответственно с четырьмя однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при жестко закрепленных лопастях-крыльях однолопастных НВ, зафиксированные лопасти которых остановлены и направлены вовнутрь к плоскости симметрии от профилированных переднего верхнего и заднего нижнего пилонов и вынесенных от соответствующих кромок ВТК, увеличивая как его площадь, так и несущую способность не только за счет отклонения его механизации при взлетно-посадочной конфигурации, но и образуя крыльями-лопастями трипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК, имеющим удлинение (λ_три), составляющее величину от 3,5 до 4,0 единиц и размах (L_втк), определяемый из соотношения: L_втк=1,361⋅2R_нв, м (где: R_нв - радиус однолопастных НВ) и снабженным внутренними закрылками и внешними флапперонами, корневые хорды первых из них в раза больше концевых хорд последних, так и обратно, при этом средняя аэродинамическая хорда (САХ) ВТК, определяемая из соотношения: м (где: b_нв - САХ лопасти НВ), предопределяет при виде сверху параллельное размещение как каждой задней кромки передних верхних НВ с передней кромкой ВТК, так и каждой передней кромки задних нижних НВ с задней кромкой ВТК, но и их разнесение и вдоль продолговатых гондол с коэффициентом перекрытия равным 0,75, и по вертикали так, что средние линии двух передних и двух задних НВ, работающих соответственно по тянущей и толкающей схемам, равноудалены и размещены выше и ниже от средней линии ВТК на величину вертикального зазора (z_нв), определяемого из соотношения: z_нв=0,3⋅b_втк, м (где: b_втк - САХ консолей ВТК), причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага, но с изменением общего их шага, жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, и создания от НВ полной компенсаций реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между поперечными НВ, например, при виде сверху оба левых и оба правых однолопастных НВ вращаются соответственно против часовой и по часовой стрелке так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком обратного сужения консолей ВТК, образованного при максимальном отклонении его закрылок и флапперонов, при этом ВТК и лопасти-крылья ПТНВ-Х2+2 имеют разновеликие площади, которые составляют от общей площади трипланной схемы крыльев соответственно от 59,74 до 60,44% и от 40,26 до 39,56%, причем четырехлопастный меньший винт имеет как жесткое крепление лопастей и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими однолопастными НВ в случае отказа двигателей СУ, при этом спереди на верхней части обтекателя объединенной мотогондолы имеется три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая ее обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной оси ближе к передней ее кромке, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), каждый из которых имеет задние выхлопные сопла, направленные вверх, и передний вывод вала для отбора взлетной мощности, смонтирован по обе стороны от оси симметрии на задней продолговатой части поворотной опоры ВТК и связан посредством муфты сцепления с продольным валом углового редуктора синхронизирующей системы, объединенной Т-образным в плане многопоточным главным редуктором, имеющим выходные как левый и правый валы, снабженные муфтами сцепления поперечных валов Т-образных в плане консольных редукторов, каждый из последних имеет передний и задний продольные валы с угловыми редукторами соответствующих однолопастных НВ, так и продольный кормовой вал, размещенный по оси симметрии, передает крутящий момент на редуктор МПВ, размещенный в гондоле за центральной частью фюзеляжа, при этом при выполнении ВВП и зависания главным редуктором обеспечивается плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ПТНВ-Х2+2 и МПВ-Х1 соответственно 90% и 10% и реализуются вертолетные режимы полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,4 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях двух передних верхних и двух задних нижних однолопастных НВ в виде соответствующих крыльев трипланной схемы главным редуктором перераспределяется 60% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на редуктор МПВ, но и обратно, причем на палубе корабля в транспортно-стояночной его конфигурации при сложенных верхних надстабилизаторных частях килей однолопастные НВ после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что левые и правые лопасти-крылья НВ, направлены к центру масс вместе с соответствующими консолями ВТК после его поворота, а их противовесы - в противоположные стороны и вынесены при виде сверху по обе стороны от оси симметрии соответственно в носовой и кормовой части фюзеляжа. Все это позволит при переходных маневрах БППВ повысить продольно-поперечную управляемость, а размещение СУ в близи центра масс на центроплане ВТК обеспечит упрощение системы трансмиссии и позволит использовать ГТД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель объединенной мотогондолы и ее аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированных балансировочных противовесов. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это ВВП и зависание. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированной ПТНВ-Х2+2 моменты М_крен и М_прод от левого и правого однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через ВТК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в ПТНВ-Х2+2 будет выше, имея их радиус в 2,07 и 2,34 раза меньше, чем у соосного и классического вертолета с многолопастными НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить в два раза топливную эффективность в сравнении с палубными вертолетами двухвинтовой соосной схемы. Более того, все это позволит также в сравнении с традиционным самолетом монопланной схемы повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания и взлетную скорость за сет увеличения в 1,2 раза коэффициент поднятия трипланной системы крыльев, создающей совместно с лопастями-крыльями НВ преимущество в производстве подъемной силы при выполнении КВП на взлетно-посадочных и, особенно, на крейсерских скоростных режимах полета многовинтовых БППВ, но и опционально-управляемых гибридных палубных преобразуемых винтокрылов (ГППВ), используемых совместно с группой БППВ в морских авианесущих комплексах.

Предлагаемое изобретение многовинтового БППВ с двухкилевым оперением, выполненного по концепции ПТНВ-Х2+2 с МПВ-Х1 и крыльями-лопастями однолопастных НВ, размещенных вдоль кромок консолей ВТК от его законцовок к оси симметрии, образуя внутреннюю трипланную схему малого удлинения (λ_три) от 3,5 до 4, представлено на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) на фиг. 1:

а) в полетной конфигурации самолета с маршевой тягой от толкающего МПВ-Х1 и ВТК с зафиксированными на нем лопастями-крыльями НВ, размещенными вдоль кромок консолей ВТК от над- и подкрыльных его пилонов, увеличивая его площадь;

б) в полетной конфигурации вертолета с МПВ-Х1 и двумя парами тянущих и толкающих однолопастных НВ в ПТНВ-Х2+2, установленных соответственно на пилонах в передних и задних окончаниях продолговатых гондол на законцовках ВТК, противовесы которых вынесены наружу от законцовок вдоль его кромок.

Многовинтовой БППВ, выполненный по трипланной схеме крыльев с лопастями-крыльями НВ, представлен на фиг. 1 и содержит фюзеляж 1 с низко расположенной хвостовой балкой 2 и ВТК 3 с закрылками 4 и флапперонами 5, закрепленное совместно с поворотной круговой опорой 6. Разнесенное двухкилевое оперение смонтировано на конце тонкой хвостовой балки 2, имеет кили 7, выполненные со складывающимися их верхними частями и рулями направления 8, содержит стабилизатор 9 с рулями высоты 10. В передних и задних окончаниях продолговатых гондол на законцовках ВТК 3 смонтированы их надкрыльные 11 и подкрыльные 12 пилоны, имеющие однолопастные передние левый 13 с правым 14 тянущие НВ и задние левый 15 с правым 16 толкающие НВ, снабженные удобообтекаемыми их противовесами 17. На объединенной мотогондоле 18, размещенной сверху центроплана ВТК 3, имеется как на ее конце за центральной частью фюзеляжа 1 задняя гондола 19 с редуктором толкающего винта 20, так и наравне с фюзеляжем 1 спереди на верхних их частях содержат по три равновеликих аэродинамических гребня 21, улучшающих их обтекание. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП и отказе двигателей СУ его широкохордовые 13-16 НВ работают на режиме авторотации и разгружают ВТК 3, а во время горизонтального полета и отказе его двух ГТД - лопасти толкающего винта 20 флюгируются для предотвращения авторотации с одновременным автоматическим отклонением закрылок 4 и флапперонов 5 на ВТК 3. Однолопастные НВ 13-16 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 17, но и возможностью создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в ПТНВ-Х2+2, например, при виде сверху оба левые 13 с 15 НВ и оба правые 14 с 16 НВ вращаются против часовой и по часовой стрелке соответственно (см. фиг. 1б). Двухдвигательная СУ имеет в гондолах 18 левый и правый ГТД с передним выводом вала для отбора их взлетной их мощности. Каждый из ГТД связан посредством муфты сцепления с продольным валом углового редуктора синхронизирующей системы, объединенной Т-образным в плане многопоточным главным редуктором, имеющим выходные как левый и правый валы, снабженные муфтами сцепления поперечных валов Т-образных в плане консольных редукторов, каждый из последних имеет передний и задний продольные валы (на фиг. 1 не показаны) с верхним и нижним угловыми редукторами, установленными в передних и задних окончаниях продолговатых гондол 22 на законцовках ВТК 3 соответствующих НВ 13-16, так и продольный кормовой вал, размещенный по оси симметрии, передает крутящий момент на редуктор толкающего винта 20. На торцах законцовок ВТК 3 имеются сигнальные огни 23 и датчики сближения 24 при выполнении как ВВП, так и при их складывании посредством поворота круговой опоры 6 с консолями ВТК 3 на стоянке БППВ, закрепленном швартующим устройством 25 (см. фиг. 1а). Планер, кабина и грузопассажирский отсек многовинтовых ГППВ выполнены из композитных материалов и углеродного волокна, каркас и несущие элементы фюзеляжа - из сплавов на основе алюминия.

Управление многовинтовым БППВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага однолопастных 13-16 НВ и отклонением рулей направления 8 и высоты 10 на двухкилевом оперении и флапперонов 5 на ВТК 3. При крейсерском полете подъемная сила создается ВТК 3 и зафиксированными лопастями-крыльями однолопастных НВ 13-14 и 14-15, остановленными над пилонами 11 и под пилонами 12 в передних и задних окончаниях продолговатых гондол 22 на законцовках ВТК 3 (см. фиг. 1а), горизонтальная тяга - толкающим винтом 20, на режиме висения только однолопастными 13-16 НВ, на режиме перехода - ВТК 3 с однолопастными 13-16 НВ. После стоянки для вертикального взлета консоли ВТК 3 совместно с НВ 13-14 и 14-15, остановленными над пилонами 11 и под пилонами 12 на законцовках ВТК 3 отворачиваются против часовой стрелки при виде сверху и устанавливаются в вертолетную полетную конфигурацию (см. фиг. 1б). После создания подъемной тяги однолопастными 13-16 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета. Развитые рули высоты 10 отклоняются от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° при взлетных и посадочных режимах полета и при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета БППВ. При висении на вертолетных режимах полета путевое управление БППВ осуществляется дифференциальным изменением шага поперечно расположенных НВ, имеющих одинаковое направление вращение, например, оба левые однолопастные 13-15 НВ с двумя правыми 14-16 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление многовинтовым БВВП осуществляется изменением тяги НВ соответственно в продольных их группах с передними 13-14 НВ и задними однолопастными 15-16 НВ и в поперечных группах двумя левыми 13-15 и двумя правыми 14-16 НВ. После вертикального взлета и набора высоты производится разгон в винтокрылой конфигурации. Затем для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 13-16 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются вовнутрь к плоскости симметрии вдоль соответствующих кромок ВТК 3 (см. фиг. 1а) и производится скоростной горизонтальной полет в самолетной полетной конфигурации, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 8. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 10 на двухкилевом оперении и флапперонов 5 на консолях ВТК 3 соответственно.

Таким образом, БППВ с МПВ-Х1 и ПТНВ-Х2+2 имеет толкающий винт над низко расположенной хвостовой балкой двухкилевого оперения и однолопастные НВ на законцовках консолей ВТК представляет собой гибридный вертолет-самолет, который изменяет свой полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев однолопастных НВ относительно продольной оси БППВ, но и имеет возможность на палубе корабля автоматического складывания высокорасположенных консолей ВТК совместно с зафиксированными на них соответствующих однолопастных НВ. После чего БППВ, изменяя свою стояночную конфигурацию, превратится в обычный самолет со сложенным ВТК для транспортирования в ангар авианесущего корабля. Флюгерно-реверсивный толкающий винт, создающий маршевую тягу, обеспечивает прямую и обратную тяги при ВВП и зависании, но и уменьшает дистанцию при посадке с пробегом на самолетных режимах полета. Аэродинамическая трипланная схема с ВТК создает за сет увеличения в 1,2 раза коэффициента ее поднятия и, особенно, совместно с лопастями-крыльями НВ в производстве подъемной силы, позволит наравне с высокой тяговооруженностью СУ реализовать возможность выполнения технологии короткого взлета в перегрузочном варианте, например, БППВ-1,0 с дополнительными 500 кг целевой нагрузки или топлива, а затем вертикальной посадки его пустого на палубу авианесущего корабля.

Однако, нет никаких сомнений в том, что на пути освоения многовинтовых БППВ и ГППВ, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции однолопастных передних верхних и задних нижних НВ и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП при совместной работе в синхронно-сбалансированной и симметричной ПТНВ-Х2+2 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.

Поскольку для использования концепции ПТНВ-Х2+2 требуются минимальные изменения существующих конструкций самолетов монопланной схемы, например турбовинтовых самолетов моделей Ил-100 или Бе-132МК, то доведение, сокращая сроки их освоения, соответственно до разведывательно-ударных и противолодочных и противокорабельных БППВ или поисково-спасательных и транспортно-десантных ГППВ (см. табл. 1) - задача достаточно просто технически реализуемая и предпочтительная, особенно, для нужд специальной, палубной и армейской авиации.

Формула изобретения

1. Беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл, имеющий четыре подъемных и один маршевый вертикально и горизонтально ориентированных двигателя соответственно с несущими и задним винтами, используемыми на вертолетных и самолетных режимах полета и размещенными на концах крыльев и фюзеляжа за вторым крылом в гондолах с двигателями силовой установки (СУ), отличающийся тем, что он выполнен по концепции разноуровневых винтов, включающей два передних и два задних нижних поперечно-тандемных несущих винта (ПТНВ), равноудаленных от центра масс и обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и флюгерно-реверсивный упомянутый толкающий меньший пропульсивный винт (МПВ), размещенный на кормовом валу в конце средней части фюзеляжа и над низко расположенной хвостовой балкой двухкилевого оперения и работающий как совместно с однолопастными несущими винтами (НВ) для создания прямой и обратной горизонтальной тяги для соответствующего его перемещения при выполнении ВВП и зависания, так и самостоятельно для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированных пилонах в передних и задних окончаниях продолговатых гондол на законцовках высокорасположенного трапециевидного крыла (ВТК), смонтированного с положительным углом поперечного V на поворотной круговой опоре, устанавливаемой консоли ВТК после его поворота на угол 90° по часовой стрелке при виде сверху совместно с лопастями-крыльями вдоль фюзеляжа с выносом толкающего винта за левый борт фюзеляжа после предварительного складывания верхних частей килей оперения к оси симметрии для размещения на палубе авианесущего корабля в стояночной его конфигурации, и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ПТНВ-Х2+2 и МПВ-Х1 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой тягой от МПВ-Х1 соответственно с четырьмя однолопастными НВ, работающими на режимах, близких к их авторотации, или при жестко закрепленных лопастях-крыльях однолопастных НВ, зафиксированные лопасти которых, увеличивая площадь и несущую способность ВТК не только за счет отклонения его механизации при взлетно-посадочной конфигурации, но и выноса лопастей-крыльев на профилированных переднем верхнем и заднем нижнем пилонах от соответствующих кромок ВТК, имеющего размах (L_втк), определяемый из соотношения L_втк=1,361⋅2R_нв, м (где R_нв - радиус однолопастных НВ), и снабженного внутренними закрылками и внешними флапперонами, корневые хорды первых из них в раза больше концевых хорд последних, так и обратно, при этом средняя аэродинамическая хорда (САХ) ВТК, определяемая из соотношения , м (где b_нв - САХ лопасти НВ), предопределяет при виде сверху параллельное размещение как каждой задней кромки передних верхних НВ с передней кромкой ВТК, так и каждой передней кромки задних нижних НВ с задней кромкой ВТК, но и их разнесение и вдоль продолговатых гондол с коэффициентом перекрытия равным 0,75 и по вертикали так, что средние линии двух передних и двух задних НВ, работающих соответственно по тянущей и толкающей схемам, равноудалены и размещены выше и ниже от средней линии ВТК на величину вертикального зазора (z_нв), определяемого из соотношения z_нв=0,3⋅b_втк, м (где b_втк - САХ консолей ВТК), причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага, но с изменением общего их шага, жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов и созданием от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между поперечными НВ так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком обратного сужения консолей ВТК, образованного при максимальном отклонении его закрылок и флапперонов, при этом ВТК и лопасти-крылья ПТНВ-Х2+2 имеют разновеликие площади, которые составляют от общей площади трипланной схемы крыльев соответственно от 59,74 до 60,44% и от 40,26 до 39,56%, причем четырехлопастный меньший винт имеет как жесткое крепление лопастей и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими однолопастными НВ в случае отказа двигателей СУ, при этом спереди на верхней части обтекателя объединенной мотогондолы имеется три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая ее обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной оси ближе к передней ее кромке, а левый и правый аэродинамические гребни, в свою очередь, установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), каждый из которых имеет задние выхлопные сопла, направленные вверх, и передний вывод вала для отбора взлетной мощности смонтирован по обе стороны от оси симметрии на задней продолговатой части поворотной опоры ВТК и связан посредством муфты сцепления с продольным валом углового редуктора синхронизирующей системы, объединенной Т-образным в плане многопоточным главным редуктором, имеющим выходные как левый и правый валы, снабженные муфтами сцепления поперечных валов Т-образных в плане консольных редукторов, каждый из последних имеет передний и задний продольные валы с угловыми редукторами соответствующих однолопастных НВ, так и продольный кормовой вал, размещенный по оси симметрии, передает крутящий момент на редуктор МПВ, размещенный в гондоле за центральной частью фюзеляжа, при этом на палубе корабля в транспортно-стояночной его конфигурации при сложенных верхних надстабилизаторных частях килей однолопастные НВ после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что левые и правые лопасти-крылья НВ направлены к центру масс вместе с соответствующими консолями ВТК после его поворота, а их противовесы - в противоположные стороны и вынесены при виде сверху по обе стороны от оси симметрии соответственно в носовой и кормовой частях фюзеляжа.

2. Беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что на вертолетных и самолетных режимах полета оба левых и оба правых однолопастных НВ вращаются соответственно против часовой и по часовой стрелке или по часовой и против часовой стрелки, но и оба левых и оба правых однолопастных НВ зафиксированы так, что их лопасти-крылья остановлены и направлены соответственно вовнутрь к плоскости или вынесены наружу от плоскости симметрии, но и образуя крыльями-лопастями НВ трипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК, имеющего удлинение (λ_три), составляющее величину от 3,5 до 4,0 единиц, или внешнюю бипланную схему крыльями-лопастями НВ с консолями ВТК, имеющего общее удлинение (λ_общ), составляющее величину от 10,5 до 13,0 единиц.

3. Беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что на вертолетных и самолетных режимах полета в двух левых и в двух правых однолопастных НВ передний верхний и задний нижний вращаются соответственно против часовой и по часовой стрелке, но и в двух левых и в двух правых однолопастных НВ задний нижний и передний верхний остановлены и направлены наружу и вовнутрь от законцовок ВТК, образуя передними верхними крыльями-лопастями внутреннюю бипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК.

4. Беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл по п. 1, отличающийся тем, что на вертолетных и самолетных режимах полета в двух левых и в двух правых однолопастных ИВ передний верхний и задний нижний вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки и в двух левых и в двух правых однолопастных НВ передний верхний и задний нижний остановлены и направлены наружу и вовнутрь от законцовок ВТК, образуя задними нижними крыльями-лопастями внутреннюю бипланную аэродинамическую схему с консолями ВТК.

5. Беспилотный палубный преобразуемый винтокрыл по любому из пп. 1-4, отличающийся тем, что при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок упомянутого ВТК имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, при этом автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему экстренного автоматического возврата, которая включится в том случае, если оператор не будет реагировать на запросы бортового компьютера, а затем обеспечит мягкую автоматическую посадку в заданной точке или в месте вылета, и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, при этом широкохордовые упомянутые однолопастные винты имеют среднюю аэродинамическую хорду лопасти (b_сах) и радиус профилированного противовеса (r_пп), определяемые соответственно из соотношений b_сах=0,2⋅R_нв, м, и r_пп=0,3⋅R_нв, м (где R_нв - радиус несущих винтов), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды, соответственно равновеликую и в 1,1 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего, в свою очередь, концевую хорду лопасти-крыла в 1,1 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 на упомянутом фюзеляже спереди на верхней его части перед стеклом кабины имеется три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая его обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной его оси ближе к лобовому стеклу, а левый и правый аэродинамические гребни, в свою очередь, установлены дальше от него и при этом равноудалены от центрального, при этом он снабжен под центром масс в нижней части фюзеляжа швартующим устройством с рычагом ручного управления, имеющим на отклоняемой вниз/вверх телескопической штанге запорный механизм и устройство захвата, контактирующее с ячейками палубной решетки, обеспечивая возможность посадки на корабль при кренах до 25°.

ИЗВЕЩЕНИЯ

MM4A Досрочное прекращение действия патента из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 15.03.2019

Дата внесения записи в Государственный реестр: 03.02.2020

Дата публикации и номер бюллетеня: 03.02.2020 Бюл. №4