Claims (2)
1. Скоростной вертолет с движительно-рулевой системой, содержащий на пилоне несущий винт и под ним с ярусным расположением тянущие винты в кольцевых каналах, установленных на поворотных консолях крыла, имеет силовую установку, включающую два двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, и тянущие винты, создающие при висении подъемную силу и управление по крену, газовые струйные рули путевого и продольного управления, размещенные на конце хвостовой балки за хвостовым оперением, и трехопорное убирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку при горизонтальном скоростном полете ненагруженного (авторотирующего) или вращающегося на режиме близком к самовращению несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе стреловидного трапециевидного крыла (СТК), образующего с упомянутым крылом, выполненным в виде прямого крыла обратной стреловидности (КОС) как бы схему биплан с высокорасположенными крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего КОС и верхнего СТК от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передней их кромкам χ=-25° и χ=+25°, образующим с разнонаправленной стреловидностью Х-образную в плане конфигурацию, но и концепции переднего размещения движительно-рулевой системы (ДРС) с винтами в упомянутых кольцевых каналах, обеспечивающей и при висении, и горизонтальном поступательном скоростном полете как пропульсивными левым и правым меньшими винтами, создающими разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего управления по курсу и компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и, не изменяя балансировки по курсу, интенсивной обдувкой после дифференциального и синфазного отклонения развитых элевонов нижнего КОС, изменяющих соответственно поперечную и продольную балансировки, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса меньшего винта от центра каждого кольцевого канала и имеющих отогнутые их концы к центру последнего, жестко смонтированного на стреловидной концевой части КОС, имеющей размах равный наружному радиусу кольцевого канала, при этом нижнее КОС, имеющее отрицательный угол (ψ=-10°) поперечного V, снабжено по всему его размаху односекционными закрылками, имеющими корневую хорду в 19/11 раза больше концевой хорды и возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении и образующими при максимальном их отклонении как бы нижнее КОС "обратного сужения", создающего в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущего винта возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем каждая консоль верхнего СТК, имеющего положительный угол (ψ=+10°) поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде цельно-поворотного трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоских шайб и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от СТК при вертикальном взлете/посадке и висении и снабженными возможностью их дифференциального отклонения в вертикальной плоскости, изменяя при этом углы их атаки, в свою очередь, образуют разновеликие подъемные силы на концах СТК и, как следствие, происходит только при висении поперечное совместное управление с соответствующим отклонением элевонов КОС, при этом каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайб в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль второго крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют среднюю аэродинамическую хорду (САХ) в их сборке равным 15/16 от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла, причем в несущей схеме с ДРС, имеющей в каждом кольцевом канале КОС флюгерно-реверсивные меньшие винты, вынесенные к передней и задней кромкам кольцевого канала, образующего с нижним КОС в точках их соприкосновения совместную удобообтекаемую конструкцию, и установленные тандемом с взаимно противоположным вращением тянущего и толкающего меньших соосных винтов, и перераспределяющей при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки (СУ) соответственно главным и промежуточными редукторами на несущий винт и ДРС с соосными винтами соответственно 85% и 15% от располагаемой взлетной ее мощности, а 15% мощности из последних, в свою очередь, распределяются поровну между двух пар многолопастных соосных винтов с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, а при создании ими маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой соосных винтов в кольцевых каналах, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через поперечные V-образные как в плане, так и в поперечной плоскости выходные валы главного редуктора посредством консольных Т-образных в плане редукторов соосных винтов, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный редуктор на несущий винт, но и обратно, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбовальных двигателей (ТВаД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту и группе меньших соосных винтов в кольцевых каналах посредством соответственно вертикального выходного вала верхнего уровня главного редуктора и поперечными выходными валами нижнего уровня, имеющими выходные угловые редукторы, обеспечивающие соответствующие перегибы в поперечной плоскости с левым и правым соединительными валами, образующими с соответствующими Т-образными консольными редукторами соосных винтов как бы Н-образную с V-образной в плане перемычкой трансмиссию ДРС, причем входные валы среднего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТВаД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТВаД и один любой в случае его отказа или оба ТВаД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки, при этом в последнем случае автоматическая установка лопастей несущего винта и соосных меньших винтов обеспечивается соответственно в авторотирующее и флюгерное положение с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как закрылок нижнего КОС, так и синфазным отклонением вниз его нижних и верхних элевонов, а для повышения безопасности каплевидный обтекатель верхнего СТК, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе.1. A high-speed helicopter with a propulsion-steering system containing a rotor on the pylon and below it with a tiered arrangement, pulling screws in the annular channels mounted on the rotary wing consoles, has a power plant including two engines that transmit torque through the main gearbox and connecting shafts on the main rotor mounted deflected forward along the flight, and the pulling screws, which create a lifting force and roll control when hovering, gas jet rudders of the directional and longitudinal control located at the end east beam behind the tail unit, and a three-leg retractable wheeled chassis, characterized in that it is made using multi-mode aerodynamic control technology that provides multi-sized propellers for super-maneuverability and balancing of pitch, roll and heading with compensation of reactive torque, and a biplane circuit that creates distributed unloading during horizontal high-speed flight of unloaded (autorotating) or rotating in a regime close to self-rotation of the rotor without cyclic control changing its pitch and with rigid fastening of its blades mounted on a support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the main rotor gearbox, and the upper one is centered relative to its shaft with the help of a bearing assembly in such a way that the upper part of the hollow bearing protruding from the shaft is fixed in a teardrop-shaped fairing of the swept trapezoidal wing (STK), forming with said wing, made in the form of a direct back wing sweep (KOS), as it were, a biplane scheme with highly spread wings of large elongation and the end chords of the lower KOS and the upper STK are carried out from their root chords back and forth in flight, respectively, with sweep along their front edges χ = -25 ° and χ = + 25 °, forming an X-shaped configuration with multidirectional sweep, but also the concepts of front placement of the propulsion-steering system (DRS) with screws in the said annular channels, which provides both propulsion and horizontal translational speed flight as a propul with strong left and right smaller screws creating equally large and equal thrusts for appropriate heading control and compensation of the reactive moment arising during the rotation of the main rotor, and without changing the heading balance, intensive blowing after the differential and common mode deviation of the developed elevons of the lower CBS, changing respectively, transverse and longitudinal balancing, installed at the outlet from the bottom and from the top by half the radius of the smaller screw from the center of each annular channel and having their ends bent to the center of the latter, rigidly mounted on the arrow-shaped end part of the CBS, having a span equal to the outer radius of the annular channel, while the lower CBS, having a negative angle (ψ = -10 °) of the transverse V, is equipped with single-section flaps with its entire span having the root chord is 19/11 times larger than the end chord and the possibility of their deflection at angles of 20 ° / 40 ° and 75 °, respectively, during take-off / landing with a short take-off / mileage and vertical take-off, landing or hovering and forming at their maximum deflection would be the lower CBS of the “reverse restriction”, which creates in the zone of maximum inductive air flow velocities from the main rotor the possibility of reducing by 8% the loss of lift due to blowing of the CBS consoles and preventing the backflow of the air flow, with each console of the upper STC having a positive angle ( ψ = + 10 °) of the transverse V and convex-concave profile, equipped with the corresponding profile of the end part, made in the form of a whole-rotary three-element cutting device with bearing surfaces, mounted between its inner and terminal flat washers and providing, when vertically blown by the air axial flow from the rotor, an increase in the lift coefficient from the STK during vertical take-off / landing and hover and provided with the possibility of their differential deflection in the vertical plane, changing their angles of attack, in turn, they form different-sized lifting forces at the ends of the STK and, as a result, only when hovering lateral joint control with a corresponding deviation of the elevators of the KOS, pr and each cutting device is made in the form of three wings of varying width, having an asymmetric plano-convex profile and mounted between the inner and end washers in the assembly with overlapping each trailing edge of the subsequent front one so that, repeating the convex-concave profile of the second wing with two equal slotted passages, form the average aerodynamic chord (SAX) in their assembly equal to 15/16 of the sum of the actual SAX of their three wings, the front and rear of which are made equal in width and with of their larger MAR, having a value of 3/4 of the MAR of the middle wider wing, moreover, in the carrier circuit with DLS, which has vane-reversing smaller screws in each annular channel of the CBS made to the front and rear edges of the annular channel forming at the points with the lower CBS their contact is a joint streamlined design, and installed in tandem with mutually opposite rotation of the pulling and pushing smaller coaxial screws, and redistributing the power of the engines of the power plant (SU) with vertical take-off / landing and hovering Responsibly the main and intermediate gears for the main rotor and DLS with coaxial screws respectively 85% and 15% of the available take-off power, and 15% of the power of the latter, in turn, are distributed equally between two pairs of multi-blade coaxial screws with a large twist of their saber-shaped blades , like a fan, and when they create a marching thrust for a horizontal translational high-speed cruising flight, providing both the third higher and second average, or the first lower speed, respectively, after both vert A short or short take-off in the flight configuration of a helicopter and a winged gyroplane or a rotorcraft in its reloading variant is 5% or 15% more than the normal take-off weight with a rotating rotor, respectively, in autorotation modes or close to its self-rotation when it creates propulsive thrust together with marching thrust of the coaxial screws in the annular channels, provided by running engines that produce 60% or 70% of the take-off power of the SU, 55% of which is redistributed through the transverse V-shaped ones as in lane, and in the transverse plane, the output shafts of the main gearbox through the cantilever T-shaped in terms of gearboxes are coaxial screws, and the remaining 60% or 70% of the power is redistributed through the main gearbox to the main rotor, but also vice versa, while the transmission system includes multi-threaded a two-level main gearbox that provides take-off power transmission, for example, from turboshaft engines (TVAD) located in the engine compartment of the fuselage, to the main rotor and a group of smaller coaxial screws in the annular channels by respectively, the vertical output shaft of the upper level of the main gearbox and the transverse output shafts of the lower level, with output angular gears that provide corresponding bends in the transverse plane with the left and right connecting shafts, forming with the corresponding T-shaped cantilever gearboxes of the coaxial screws as if H-shaped with V -shifted in terms of a jumper transmission DRS, and the input shafts of the middle level of the main gearbox, located in the direction of flight beyond the center of mass and on both sides Ones from the axis of symmetry are connected with two fuel assemblies located behind the corresponding input shafts and made to select their take-off power with the front output of the shaft, each of the latter, forming a synchronizing system, is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in horizontal high-speed flight, any excess TWF and one either in case of failure or both TWF in case of failure, a control signal for automatically changing the flight configuration to a winged gyroplane or helicopter for the horizon flight or emergency landing, in the latter case, the automatic installation of the main rotor blades and coaxial smaller rotors is provided respectively in the autorotating and weathervane position with simultaneous automatic accelerated downward deflection of both the flap of the lower CBS and in-phase deviation of its lower and upper elevons, and to increase safety, a drop-shaped fairing of the upper STK, having a container in the upper automatically disclosed part with an exhaust and main parachute, slings of the last mounted on the upper part of the hollow support, which provides, while protecting against shock load together with energy-absorbing struts of the wheel chassis, an acceptable reduction in the speed of descent to 7 m / s, which softens the landing during an emergency landing on a parachute rescue system.
2. Скоростной вертолет с движительно-рулевой системой по п. 1, отличающийся тем, что с целью уменьшения аэродинамического сопротивления упомянутый пилон несущего винта, имеющий каплевидную форму в плане и при виде сбоку трапециевидную конфигурацию с обратной стреловидностью, при этом фюзеляж, имеющий основной силовой элемент в виде коробчатой балки, изготовленной из композиционных материалов, снабжен центральным основным топливным баком и с внешней стороны на балку закреплены все основные узлы и агрегаты, закрытые прикрепленными крупноразмерными панелями, формирующими внешний его контур в виде граненной формы фюзеляжа с наклонными поверхностями, имеющими радиопоглощающие покрытия, а втулки бесшарнирного несущего винта и выходная часть полого вала, проходящая до обтекателя СТК, снабжены соответственно удобообтекаемыми и стреловидными при виде сбоку обтекателями, причем с целью уменьшения инфракрасного излучения от работающих двигателей упомянутая система, отводящая горячие выхлопные их газы, размещена по внешним бортам хвостовой балки таким образом, что когда горячие газы смешиваются с забортным воздухом и выбрасываются охлажденными через ряд боковых щелей вдоль всей ее длины и, тем самым, уменьшая сопротивление хвостовой балки за счет эффекта отсоса пограничного слоя, улучшают ее обтекание и исключают резонансные ее колебания совместно с U-образным оперением, имеющим стреловидный стабилизатор с верхними килями большего удлинения, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями меньшего удлинения, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей наружу, образуя две боковые V-образные поперечные конфигурации.2. A high-speed helicopter with a propulsion-steering system according to claim 1, characterized in that, in order to reduce aerodynamic drag, said rotor pylon having a teardrop shape in plan and side view with a trapezoidal configuration with reverse sweep, while the fuselage having the main power an element in the form of a box-shaped beam made of composite materials is equipped with a central main fuel tank and from the outside on the beam all the main components and assemblies are fixed, closed with large dimensional panels forming its outer contour in the form of a faceted fuselage shape with inclined surfaces having radar absorbing coatings, and the sleeveless rotor hubs and the output part of the hollow shaft extending to the STK fairing are provided with conveniently streamlined and swept fairings when viewed from the side, and in order to reduce infrared radiation from working engines, the aforementioned system, which exhausts their hot exhaust gases, is placed on the outer sides of the tail boom in such a way that when All gases are mixed with outside air and emitted chilled through a series of side slots along its entire length and, thereby, reducing the resistance of the tail boom due to the effect of suction of the boundary layer, improve its flow around and exclude its resonant vibrations together with the U-shaped plumage, which has a swept shape stabilizer with upper keels of greater elongation, deflected in an arc outward from the plane of symmetry and equipped with lower keels of lesser elongation, deviated with their smooth mating from the upper keels outward, about developing two lateral V-shaped transverse configurations.