RU2563921C1

RU2563921C1 - Rotorcraft with vertical takeoff

Info

Publication number: RU2563921C1
Application number: RU2014107956/11A
Authority: RU
Inventors: Андрей Зелимханович Парастаев
Original assignee: Андрей Зелимханович Парастаев
Priority date: 2014-03-03
Filing date: 2014-03-03
Publication date: 2015-09-27
Also published as: WO2015133932A2; RU2014107956A; WO2015133932A3

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to rotorcraft, namely, to VTOL aircraft. VTOL rotorcraft comprises fuselage, tail coupled therewith and including horizontal tail unit, wings with ailerons, antitorque rotor and nacelle deflecting jointly with inclined rotor revolving shaft. Nacelle accommodates engine coupled with inclined rotor to turn it, inclined rotor with revolving shaft its part being fitted in deflecting nacelle to spin therein at displacement of revolving blades rotorcraft vertical takeoff and flight to position for horizontal flight and inclined rotor deflecting mechanism composed by mechanical drive. Mechanical drive can deflect the inclined rotor through preset angle (+70°>α>-45°) at changeover from vertical position to inclined position.

EFFECT: higher efficiency of VTOL rotorcraft.

7 cl, 6 dwg

Description

Предлагаемое изобретение относится к области авиации, самолетной и вертолетной технике, в частности к летательным аппаратам тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, подъемная сила и тяговая сила в горизонтальном направлении у которых создается посредством наклона воздушного несущего винта относительно фюзеляжа, а именно к конструктивным элементам винтокрылых летательных аппаратов, снабженных приводом изменения положения несущего винта, и может быть использовано в качестве транспортного средства и эффективного средства для ведения боевых действий, для размещения в нем вооружения, транспортировки людей и грузов, использующих аэродинамические подъемно-тянущие движители.The present invention relates to the field of aviation, aircraft and helicopter technology, in particular to aircraft heavier than air with vertical take-off and landing, the lifting force and traction force in the horizontal direction of which is created by tilting the rotor relative to the fuselage, namely, the structural components of rotorcraft aircraft equipped with a rotor rotor position actuator, and can be used as a vehicle and as an effective means for I was conducting combat operations, to accommodate the weapons, transportation of people and goods using the aerodynamic lifting-thrusting propulsion device.

Как известно, недостатком самолета является необходимость наличия значительной взлетно-посадочной полосы для взлета и посадки, что существенно ограничивает его применение. Вертолет был создан, чтобы преодолеть ограничение самолета. Тем не менее, вертолет не получил такого же широкого применения, как самолет: он используется в особых случаях, когда необходимы вертикальные вздет и/или посадка. При этом вертолет летит неэффективно со скоростью и дальностью от ½ до ⅓ соответствующих параметров самолета при в 2-3 раза большем потреблением топлива и эксплуатационных расходов на 1 пассажиро-километр. Вертолет менее безопасен на 1 пассажиро-километр. Цена вертолета примерно в два раза выше по сравнению с сопоставимым самолетом.As you know, the disadvantage of the aircraft is the need for a significant runway for takeoff and landing, which significantly limits its use. The helicopter was created to overcome the limitations of the aircraft. However, the helicopter did not receive the same widespread use as the aircraft: it is used in special cases when vertical take-off and / or landing are necessary. At the same time, the helicopter flies inefficiently at a speed and range from ½ to ⅓ of the corresponding parameters of the aircraft with 2-3 times more fuel consumption and operating costs per passenger-kilometer. A helicopter is less secure by 1 passenger-kilometer. The price of a helicopter is about two times higher compared to a comparable aircraft.

Известные летательные аппараты тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой малоэффективны по скорости и дальности полета в связи с тем, что они не обеспечивают соответствующую их тяговую силу для преодоления возрастающего аэродинамического сопротивления на крейсерских режимах полета из-за конструктивных особенностей и устойчивость при движении в горизонтальном направлении. Поэтому в настоящее время актуальной является задача создания высокоскоростного летательного аппарата тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой.Known aircraft heavier than air with vertical take-off and landing are ineffective in speed and range due to the fact that they do not provide their appropriate tractive force to overcome the increasing aerodynamic drag at cruising flight modes due to design features and stability when moving in the horizontal direction . Therefore, the urgent task is to create a high-speed aircraft heavier than air with vertical take-off and landing.

Известен высокоскоростной винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой [1], выполненный с возможностью отклонения воздушного несущего винта относительно фюзеляжа на 90° из вертикального в горизонтальное положение. Однако известное техническое решение предполагает использование очень большого несущего винта в качестве тяговой силы при движении винтокрылого летательного аппарата в горизонтальном направлении, что является неэффективным вследствие высокого уровня, отрицательно воздействующего на него крутящего момента относительно фюзеляжа, который должен быть компенсирован крылом летательного аппарата, что, в свою очередь, требует повышенного внимания пилота и снижает эффективность крыла летательного аппарата. Для использования в качестве горизонтального движителя ротора (несущего винта), имеющего возможность наклона, его лопасти по всей длине должны иметь большую аэродинамическую крутку, что делает его менее эффективным в режиме вертикального взлета и посадки по сравнению с обычным несущим винтом вертолета в случае отказа двигателя. Слишком большой размер несущего винта при использовании в качестве движителя производит и испытывает большое сопротивление в крейсерском режиме винтокрылого летательного аппарата при его полете в горизонтальном направлении, ограничивая тем самым эффективную крейсерскую скоростью около 300 миль/час (около 480 км/час).Known high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing [1], configured to deflect the main rotor relative to the fuselage by 90 ° from vertical to horizontal. However, the known technical solution involves the use of a very large rotor as a traction force when the rotorcraft is moved in the horizontal direction, which is ineffective due to the high level that negatively affects it relative to the fuselage, which must be compensated by the wing of the aircraft, which, in in turn, it requires increased pilot attention and reduces the efficiency of the wing of the aircraft. To use the rotor (rotor) that can be tilted as a horizontal propeller, its blades must have a large aerodynamic twist along the entire length, which makes it less effective in vertical take-off and landing mode compared to a conventional helicopter rotor in case of engine failure. Too large a rotor when used as a propulsion device produces and experiences great resistance in cruising mode of a rotorcraft when flying in the horizontal direction, thereby limiting the effective cruising speed to about 300 mph (about 480 km / h).

Кроме этого, механизм отклонения несущего винта винтокрылого летательного аппарата занимает пространство в центральной части пассажирского салона, снижая тем самым его полезную площадь и комфортность салона для пассажиров в целом.In addition, the rotor rotor deflection mechanism of the rotorcraft occupies a space in the central part of the passenger compartment, thereby reducing its usable area and passenger compartment comfort as a whole.

Известен винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой [2], содержащий один отклоняемый ротор (несущий винт), прикрепленный к удлиненной силовой гондоле двигателя, включающей совместный и циклический механизм отклонения несущего винта и передающее устройство. Силовая гондола шарнирно прикреплена к основанию, подвижно установленному на паре щелевых направляющих балок, прикрепленных на верхней части крыши фюзеляжа. Направляющие балки установлены в продольном направлении от передней части летательного аппарата за его центром тяжести с возможностью перемещения силовой гондолы от передней части к центральной секции при преобразовании из режима горизонтального крейсерского полета в режим вертикального взлета и посадки. В режиме горизонтального крейсерского полета силовая гондола расположена горизонтально в передней части летательного аппарата с достаточным зазором между несущим винтом в режиме его отклонения на 90° из вертикального в горизонтальное положение и верхней части передней секции фюзеляжа. При переходе в режим вертикального взлета и посадки телескопический привод используется для поворота силовой гондолы вертикально, а кабельная система-лебедка используется для перемещения силовой гондолы с основанием назад до остановки в центре тяжести летательного аппарата, и наоборот, что позволяет силовой гондоле перемещаться взад и вперед на значительное расстояние, необходимое для правильной балансировки вертикального подъема по мере того, как силовая гондола поворачивается на 90° во время перехода из режима вертикального взлета и посадки на крейсерский режим полета. Один поршневой двигатель или один, или два турбореактивных двигателя крепятся к задней части летательного аппарата относительно центра его тяжести, имеют приводные валы, обеспечивающие возможность захвата и передачи на соответствующей приемный вал силовой гондолы с тем, чтобы обеспечить связь двигателя с отклоняемым несущим винтом. Двигатель связан с несущим винтом, обеспечивающим движение в горизонтальном направлении, или при использовании турбореактивного двигателя его реактивная тяга обеспечивает движение в горизонтальном направлении. Небольшой рулевой винт или вентилятор в кольцевом обтекателе в хвосте летательного аппарата механически соединен с двигателем посредством приводного вала для обеспечения тяги в необходимую сторону для компенсации крутящего момент несущего винта. В режиме горизонтального крейсерского полета отклоняемому несущему винту у летательного аппарата обеспечивается возможность вращения с минимальной скоростью, необходимой для поддержания целостности лопастей несущего винта.Known rotary-wing aircraft with vertical take-off and landing [2], containing one deflectable rotor (rotor) attached to an elongated power nacelle of the engine, including a joint and cyclic rotor deflection mechanism and a transmitting device. The power nacelle is pivotally attached to a base movably mounted on a pair of slotted guide beams attached to the top of the fuselage roof. The guide beams are installed in the longitudinal direction from the front of the aircraft beyond its center of gravity with the possibility of moving the power gondola from the front to the central section when converting from horizontal cruising to vertical take-off and landing. In the horizontal cruise flight mode, the power nacelle is located horizontally in front of the aircraft with sufficient clearance between the rotor in the mode of its deflection by 90 ° from vertical to horizontal position and the upper part of the front fuselage section. When switching to the vertical take-off and landing mode, the telescopic drive is used to rotate the power gondola vertically, and the cable winch system is used to move the power gondola with the base back to a stop at the center of gravity of the aircraft, and vice versa, which allows the power gondola to move back and forth to the significant distance required to properly balance the vertical lift as the power nacelle rotates 90 ° during the transition from vertical take-off mode and landing on a cruise flight mode. One piston engine or one or two turbojet engines are mounted to the rear of the aircraft relative to its center of gravity, have drive shafts that enable the power nacelle to be captured and transmitted to the corresponding receiving shaft in order to provide the engine with a deflected rotor. The engine is connected to the rotor, providing movement in the horizontal direction, or when using a turbojet engine, its jet thrust provides movement in the horizontal direction. A small tail rotor or fan in the annular cowl at the tail of the aircraft is mechanically connected to the engine via a drive shaft to provide traction in the required direction to compensate for the rotor torque. In the horizontal cruise flight mode, the deflected rotor at the aircraft is provided with the possibility of rotation at the minimum speed necessary to maintain the integrity of the rotor blades.

Аналогичный принцип движения может быть применен к винтокрылым летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой, содержащим более одного отклоняемого несущего винта, что потенциально может увеличить скорость, дальность и надежность современного летательного аппарата, - с установленными на левой и правой консоли крыла отклоняемыми несущими винтами. Консоли крыла с большим удлинением с обеих сторон фюзеляжа обеспечивают высокоэффективный подъем во время крейсерского режима полета с очень небольшим индуктивным сопротивлением. Стандартные горизонтальные и вертикальные хвостовые несущие поверхности используются для обеспечения устойчивости летательного аппарата в крейсерском режиме полета.A similar principle of movement can be applied to helicopters with vertical take-off and landing containing more than one deflected rotor, which can potentially increase the speed, range and reliability of a modern aircraft, with deflected rotors installed on the left and right wing console. Wing consoles with large elongation on both sides of the fuselage provide highly efficient lift during cruising flight mode with very little inductive reactance. Standard horizontal and vertical tail bearing surfaces are used to ensure the stability of the aircraft in cruising flight mode.

Недостатками известного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой являются следующие.The disadvantages of the known rotorcraft with vertical take-off and landing are the following.

1. Наклон отклоняемого несущего винта из вертикального в горизонтальное положение на 90° при переходе из режима вертикального взлета в режим горизонтального крейсерского полета создает настолько сильный крутящий момент, вызываемый вращением несущего винта, что стандартные горизонтальные и вертикальные хвостовые несущие поверхности, используемые в известном техническом решении, не позволяют обеспечить необходимую устойчивость летательного аппарата в крейсерском режиме полета. В данной схеме уравновешивающий момент возможно создать только при помощи крыла путем установки углов атаки к набегающему потоку консолей крыла с противоположными углами. Как следствие, подъемная сила на одной консоли будет направлена вверх, а на другой консоли - вниз. Суммарная сила для создания подъемной силы для полета летательного аппарата будет расположена сбоку от его оси, а не над центром тяжести, что создаст момент на вращение летательного аппарата по оси. При использовании подобной схемы выполнение полетов невозможно.1. The inclination of the deflected rotor from vertical to horizontal by 90 ° upon transition from vertical take-off mode to horizontal cruise flight creates such a strong torque caused by the rotation of the rotor that the standard horizontal and vertical tail bearing surfaces used in the known technical solution , do not allow to provide the necessary stability of the aircraft in cruising flight mode. In this scheme, the balancing moment can only be created using the wing by setting the angles of attack to the incoming flow of the wing consoles with opposite angles. As a result, the lifting force on one console will be directed up, and on the other console - down. The total force to create lift for the flight of the aircraft will be located on the side of its axis, and not above the center of gravity, which will create a moment for the rotation of the aircraft along the axis. When using such a scheme, flights are impossible.

2. Необходимость наклона отклоняемого несущего винта из вертикального в горизонтальное положение на 90° при переходе из режима вертикального взлета в режим горизонтального крейсерского полета обеспечивается наличием в известном техническом решении кабельной системы-лебедки и направляющих балок, установленных в продольном направлении от передней части летательного аппарата за его центр тяжести и используемых для перемещения силовой гондолы с основанием от передней части центральной секции летательного аппарата назад до остановки в центре тяжести летательного аппарата, и наоборот, что позволяет силовой гондоле перемещаться взад и вперед на значительное расстояние, необходимое для правильной балансировки вертикального подъема по мере того, как силовая гондола поворачивается на 90° во время перехода из режима вертикального взлета и посадки на крейсерский режим полета для исключения возможности соприкосновения с передней частью фюзеляжа летательного аппарата. Все это значительно утяжеляет летательный аппарат и усложняет его конструкцию.2. The need to tilt the deflected rotor from vertical to horizontal by 90 ° during the transition from vertical take-off mode to horizontal cruise flight is ensured by the presence in a known technical solution of the cable winch system and guide beams installed in the longitudinal direction from the front of the aircraft beyond its center of gravity and used to move the power gondola with the base from the front of the central section of the aircraft back to a stop at The center of gravity of the aircraft, and vice versa, which allows the power gondola to move back and forth to a considerable distance necessary for the correct balancing of the vertical lift as the power gondola rotates 90 ° during the transition from the vertical take-off and landing to the cruise flight mode to exclude the possibility of contact with the front of the fuselage of the aircraft. All this significantly complicates the aircraft and complicates its design.

3. В качестве привода и управления несущими винтами используются двигатели внутреннего сгорания или реактивные двигатели, при этом механический привод является сложным по своей конструкции, что приводит к увеличению веса летательного аппарата.3. Internal combustion engines or jet engines are used to drive and control the rotors, while the mechanical drive is complex in design, which leads to an increase in the weight of the aircraft.

4. Сильно удлиненное крыло по обеим сторонам фюзеляжа делает конструкцию летательного аппарата громоздкой.4. A very elongated wing on both sides of the fuselage makes the design of the aircraft cumbersome.

5. Возможность отклонения несущего винта только в одно положение (на 90°) при его переходе из вертикального в горизонтальное положение сужает область варьирования летательным аппаратом своей скоростью в режиме горизонтального крейсерского полета, что бывает необходимо, например, в случае изменения рельефа местности, по которой пролетает летательный аппарат, или в случае различных целей полета, например, в обзорных целях при достижении определенного пункта полета, или при перемещении груза, требующего учет полетной скорости летательного аппарата.5. The possibility of deflection of the rotor in only one position (90 °) during its transition from vertical to horizontal position narrows the range of variation of the aircraft with its speed in the horizontal cruise flight mode, which is necessary, for example, in case of a change in the terrain along which the aircraft flies, or in the case of various flight goals, for example, for survey purposes when reaching a certain flight point, or when moving cargo that requires accounting for the flight speed of the aircraft apparatus.

Наиболее близким техническим решением (прототипом) является летательный аппарат с укороченным или вертикальным взлетом [3], содержащий фюзеляж, установленный между модулями кабин таким образом, чтобы сохранять центр тяжести летательного аппарата между модулями кабины, хвостовую стрелу (балку), соединенную с фюзеляжем летательного аппарата и включающую, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор для управления наклоном и направлением летательного аппарата, раму летательного аппарата, имеющую поворотное крепление для установки гондолы и роторного блока, по крайней мере одну носовую стрелу (балку), соединенную с фюзеляжем или рамой летательного аппарата, включающую, по крайней мере, одно горизонтальное зафиксированное или подвижное крыло, съемные или складные крылья, прикрепляемые к любой стороне фюзеляжа или раме летательного аппарата для обеспечения дополнительной подъемной силы летательного аппарата, при этом съемные или складные крылья могут содержать элероны для обеспечения контроля за отклонением от курса летательного аппарата, по крайней мере, один ротор (несущий винт), гондолу, содержащую, по крайней мере, один двигатель, соединенный с, по крайней мере, одним ротором (несущим винтом), установленным с возможностью вращения в центре тяжести летательного аппарата, при этом гондола установлена по центру с возможностью поворота по дуге от первого положения, когда вращающиеся лопасти, по крайней мере, одного ротора (несущего винта) горизонтальны при укороченном или вертикальном взлете и вертикальном полете летательного аппарата, во второе положение, когда вращающиеся лопасти, по крайней мере, одного ротора (несущего винта) вертикальны для горизонтального полета летательного аппарата, причем центр тяжести летательного аппарата остается тем же, когда гондола поворачивается из первого во второе положение, причем в первом положении, по крайней мере, один ротор расположен горизонтально в положении выше гондолы, а во втором положении, по крайней мере, один ротор расположен вертикально перед гондолой, хвостовой ротор (рулевой винт) для контроля отклонения от курса летательного аппарата, установленный смежно с гондолой и парой модулей кабины и обеспечивающий обратную тягу для выборочного поворачивания летательного аппарата около вертикальной оси, по крайней мере, один двигатель, выполненный в виде турбинного двигателя.The closest technical solution (prototype) is an aircraft with a shortened or vertical take-off [3], containing a fuselage mounted between the cabin modules in such a way as to maintain the center of gravity of the aircraft between the cabin modules, a tail boom (beam) connected to the aircraft fuselage and including at least one horizontal stabilizer for controlling the tilt and direction of the aircraft, the frame of the aircraft having a swivel mount for installation ondol and rotor block, at least one bow arrow (beam) connected to the fuselage or frame of the aircraft, including at least one horizontal fixed or movable wing, removable or folding wings attached to either side of the fuselage or frame of the aircraft to provide additional lifting force of the aircraft, while the removable or folding wings may contain ailerons to ensure control of the deviation from the course of the aircraft, at least one rotor p (rotor), a nacelle containing at least one engine connected to at least one rotor (rotor) mounted to rotate in the center of gravity of the aircraft, while the nacelle is mounted in the center with the possibility of rotation in an arc from the first position, when the rotating blades of at least one rotor (rotor) are horizontal during shortened or vertical take-off and vertical flight of the aircraft, to the second position, when the rotating blades are at least about the bottom of the rotor (rotor) are vertical for horizontal flight of the aircraft, and the center of gravity of the aircraft remains the same when the nacelle rotates from the first to the second position, and in the first position, at least one rotor is located horizontally in a position above the nacelle, and in the second position, at least one rotor is located vertically in front of the nacelle, a tail rotor (tail rotor) for controlling the deviation from the aircraft heading, mounted adjacent to the nacelle and a pair of module cab and providing reverse thrust for selectively rotating the aircraft about a vertical axis, at least one motor constructed as a turbine engine.

Ротор (несущий винт) может быть выполнен в виде наклонного ротора (несущего винта), включающего установленную по центру гондолу двигателя, обеспечивающего поворот наклонного ротора, и роторный блок, установленный в центре тяжести летательного аппарата, включающие, по крайней мере, один двигатель, обеспечивающий поворот наклонного ротора, и, по крайней мере, одну пару противовращающихся роторов, управляемых, по крайней мере, одним двигателем и обеспечивающих устранение эффекта вращающего момента, при этом гондола двигателя, обеспечивающего поворот наклонного ротора, и роторный блок при наклоне не нарушают существенно центра тяжести летательного аппарата, причем радиус роторного блока меньше, чем расстояние от роторного блока до земли.The rotor (rotor) can be made in the form of an oblique rotor (rotor), including a centrally mounted engine nacelle that rotates the inclined rotor, and a rotor unit mounted in the center of gravity of the aircraft, including at least one engine, providing rotation of the inclined rotor, and at least one pair of counter-rotating rotors controlled by at least one engine and ensuring the elimination of the effect of torque, while the engine nacelle, providing of rotation inclined rotor, and the rotor unit is tilted substantially not violate the center of gravity of the aircraft, wherein the rotary unit radius less than the distance from the rotary unit to the ground.

Недостатками известного винтокрылого летательного аппарата с укороченным или вертикальным взлетом являются следующие.The disadvantages of the known rotorcraft with a shortened or vertical take-off are as follows.

1. Наклон отклоняемого несущего винта из вертикального в горизонтальное положение при переходе из режима вертикального взлета в режим горизонтального крейсерского полета создает настолько сильный крутящий момент, вызываемый вращением несущего винта, что стандартные горизонтальные и вертикальные хвостовые несущие поверхности, используемые в известном техническом решении, не позволяют обеспечить необходимую устойчивость летательного аппарата в крейсерском режиме полета. В данной схеме уравновешивающий момент возможно создать только при помощи крыла путем установки углов атаки к набегающему потоку консолей крыла с противоположными углами. Как следствие, подъемная сила на одной консоли будет направлена вверх, а на другой консоли - вниз. Суммарная сила для создания подъемной силы для полета летательного аппарата будет расположена сбоку от его оси, а не над центром тяжести, что создаст момент на вращение летательного аппарата по оси. При использовании подобной схемы выполнение полетов невозможно.1. The inclination of the deflected rotor from vertical to horizontal during the transition from the vertical take-off mode to the horizontal cruise flight mode creates such a strong torque caused by the rotation of the rotor that the standard horizontal and vertical tail bearing surfaces used in the known technical solution do not allow provide the necessary stability of the aircraft in cruising flight mode. In this scheme, the balancing moment can only be created using the wing by setting the angles of attack to the incoming flow of the wing consoles with opposite angles. As a result, the lifting force on one console will be directed up, and on the other console - down. The total force to create lift for the flight of the aircraft will be located on the side of its axis, and not above the center of gravity, which will create a moment for the rotation of the aircraft along the axis. When using such a scheme, flights are impossible.

2. Необходимость наклона отклоняемого несущего винта из вертикального в горизонтальное положение при переходе из режима вертикального взлета в режим горизонтального крейсерского полета обеспечивается возможностью перемещения гондолы взад и вперед по дуге на значительное расстояние, необходимое для перехода из режима вертикального взлета и посадки на крейсерский режим полета. Все это значительно утяжеляет летательный аппарат и усложняет его конструкцию.2. The need to tilt the deflected rotor from vertical to horizontal during the transition from the vertical take-off mode to the horizontal cruise flight mode is ensured by the possibility of moving the nacelle back and forth along the arc for a considerable distance necessary for the transition from the vertical take-off mode and landing to the cruising flight mode. All this significantly complicates the aircraft and complicates its design.

3. В качестве привода и управления наклонным ротором (несущим винтом) используется турбинный двигатель, при этом роторный блок является сложным по своей конструкции, что приводит к увеличению веса летательного аппарата.3. A turbine engine is used as the drive and control of the inclined rotor (rotor), while the rotor block is complex in its design, which leads to an increase in the weight of the aircraft.

5. Возможность отклонения несущего винта только в одно положение при его переходе из вертикального в горизонтальное положение сужает область варьирования летательным аппаратом своей скоростью в режиме горизонтального крейсерского полета, что бывает необходимо, например, в случае изменения рельефа местности, по которой пролетает летательный аппарат, или в случае различных целей полета, например, в обзорных целях при достижении определенного пункта полета, или при перемещении груза, требующего учет полетной скорости летательного аппарата.5. The possibility of deflection of the rotor in only one position during its transition from vertical to horizontal position narrows the range of variation of the aircraft with its speed in the horizontal cruise flight mode, which is necessary, for example, in case of a change in the terrain over which the aircraft flies, or in the case of various flight goals, for example, for survey purposes when reaching a certain flight point, or when moving cargo requiring accounting for the flight speed of the aircraft that one.

Новым достигаемым техническим результатом предполагаемого изобретения является повышение эффективности винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом посредством применения механизма отклонения несущего винта, обеспечивающего возможность увеличения вектора тяги несущего винта в горизонтальном направлении (пропульсивной горизонтальной силы) вследствие регулирования наклона несущего винта на заданный угол.A new achievable technical result of the proposed invention is to increase the efficiency of a rotorcraft with vertical take-off by applying the rotor deflection mechanism, which makes it possible to increase the rotor thrust vector in the horizontal direction (propulsive horizontal force) due to the adjustment of the rotor inclination by a given angle.

Новый технический результат достигается тем, что в винтокрылом летательном аппарате с вертикальным взлетом, содержащем фюзеляж, хвост, соединенный с фюзеляжем летательного аппарата и включающий, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор, крылья с элеронами, рулевой винт, отклоняемую совместно с вращающимся валом наклонного ротора гондолу, содержащую, по крайней мере, один двигатель, соединенный с наклонным ротором и обеспечивающий его поворот, наклонный ротор с вращающимся валом, по крайней мере, часть которого установлена в отклоняемой гондоле с возможностью вращения при перемещении его вращающихся лопастей из положения при вертикальных взлете и полете летального аппарата в положение при его горизонтальном полете и механизм отклонения наклонного ротора в виде механического привода, в отличие от прототипа, что механический привод выполнен с возможностью отклонения наклонного ротора на заданный угол (+70°>α>-45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение.A new technical result is achieved in that in a rotorcraft with vertical take-off containing the fuselage, a tail connected to the fuselage of the aircraft and comprising at least one horizontal stabilizer, wings with ailerons, a tail rotor deflected together with a rotating shaft of the inclined rotor a nacelle containing at least one engine connected to the inclined rotor and providing its rotation, an inclined rotor with a rotating shaft, at least part of which is installed in the open sagging nacelle with the possibility of rotation when moving its rotating blades from a position during vertical take-off and flight of the aircraft to a position during its horizontal flight and the deflection mechanism of the inclined rotor in the form of a mechanical drive, in contrast to the prototype, that the mechanical drive is made to deflect the inclined rotor by a given angle (+ 70 °> α> -45 °) when it moves from a vertical to an inclined position.

Крыло с элеронами может быть выполнено малой площади.The wing with ailerons can be made of a small area.

По крайней мере, один двигатель может быть выполнен в виде электродвигателя.At least one motor may be in the form of an electric motor.

Рулевой винт может быть выполнен, по крайней мере, с двумя лопастями и с возможностью отключения в режиме горизонтального полета и размещен в канале воздуховода.The tail rotor can be made with at least two blades and can be switched off in the horizontal flight mode and placed in the duct channel.

В летательный аппарат дополнительно может быть введено хвостовое оперение с установленным на нем под углом к набегающему воздушному потоку вертикальным килем, создающим компенсирующий крутящий момент по отношению к закрепленному на вале наклонному ротору.An additional tail unit can be introduced into the aircraft with a vertical keel mounted on it at an angle to the incoming air flow, which creates a compensating torque with respect to the inclined rotor mounted on the shaft.

В летательный аппарат дополнительно может быть введен автомат перекоса с системой его управления, установленный в отклоняемой гондоле.An additional swashplate with its control system installed in the deflected nacelle can be added to the aircraft.

Механический привод может быть выполнен с возможностью обеспечения достаточного зазора между гондолой и плоскостью вращения лопастей несущего ротора в отклоненном положении несущего ротора и верхней частью фюзеляжа.The mechanical drive can be configured to provide a sufficient clearance between the nacelle and the plane of rotation of the rotor blades in the deflected position of the rotor and the upper fuselage.

На фиг. 1-6 представлены принципиальные схемы высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой.In FIG. Figures 1-6 are schematic diagrams of a high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing.

Винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом содержит фюзеляж 1, хвост 2, соединенный с фюзеляжем 1 летательного аппарата и включающий, по крайней мере, один горизонтальный стабилизатор 3 для управления наклоном и направлением движения летательного аппарата, крылья малой площади 4 с элеронами 5 для обеспечения контроля за отклонением от направления движения летательного аппарата, рулевой винт 6 для контроля отклонения от направления полета летательного аппарата посредством обеспечения обратной тяги для выборочного поворота летательного аппарата около вертикальной оси, размещенный в канале воздуховода 7 и выполненный, по крайней мере, с двумя лопастями с возможностью поворота летательного аппарата в вертолетном режиме его полета посредством увеличения или уменьшения тяги рулевого винта 6, отклоняемую совместно с вращающимся валом 8 наклонного ротора 9 гондолу 10, содержащую, по крайней мере, один двигатель 11, соединенный с наклонным ротором 9 и обеспечивающий его поворот, наклонный ротор 9 с вращающимся валом 8, по крайней мере, часть которого установлена в отклоняемой гондоле 10 с возможностью вращения при перемещении вращающихся лопастей 12 наклонного ротора 9 из положения при вертикальных взлете и полете летального аппарата в положение при его горизонтальном полете, механический привод 13, обеспечивающий возможность увеличения вектора тяги наклонного ротора 9 в горизонтальном направлении посредством наклона вала 8 наклонного ротора 9 на заданный угол и установленный в отклоняемой гондоле 10 автомат перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса (фиг. 1, вид А - вид летательного аппарата сбоку, вид Б - вид спереди внутренней части гондолы 10 и наклонного ротора 9 летательного аппарата).A vertical take-off rotorcraft contains a fuselage 1, a tail 2 connected to the fuselage 1 of the aircraft and includes at least one horizontal stabilizer 3 to control the tilt and direction of movement of the aircraft, wings of a small area 4 with ailerons 5 to provide control deviation from the direction of movement of the aircraft, tail rotor 6 to control deviations from the direction of flight of the aircraft by providing reverse thrust for selective rotation of the landing gear about a vertical axis, located in the duct channel 7 and made with at least two blades with the possibility of rotation of the aircraft in the helicopter mode of its flight by increasing or decreasing the tail rotor 6 thrust, which is deflected together with the rotating shaft 8 of the inclined rotor 9 of the nacelle 10, containing at least one motor 11 connected to the inclined rotor 9 and providing its rotation, the inclined rotor 9 with the rotating shaft 8, at least part of which is set to deflect a removable nacelle 10 with the possibility of rotation when moving the rotating blades 12 of the inclined rotor 9 from a position during vertical take-off and flight of the aircraft to a position when it is horizontally flying, a mechanical drive 13, which provides the possibility of increasing the thrust vector of the inclined rotor 9 in the horizontal direction by tilting the shaft 8 of the inclined the rotor 9 at a predetermined angle and the swashplate 14 installed in the deflectable nacelle 10 with the swashplate control system (Fig. 1, view A is a side view of the aircraft, view B is a front view of the interior of the nacelle 10 and the inclined rotor 9 of the aircraft).

Двигатель 11 представляет собой силовой агрегат в виде электрического мотора, поршневого двигателя или газотурбинного двигателя и предназначен для передачи механической энергии через трансмиссию (при ее наличии) на наклонный ротор (несущий винт) 9 и рулевой винт (хвостовой ротор) 6. Двигатель 11 может быть размещен непосредственно на вращающемся вале 8 наклонного ротора (несущего винта) 9 в отклоняемой гондоле 10.The engine 11 is a power unit in the form of an electric motor, a reciprocating engine or a gas turbine engine and is designed to transfer mechanical energy through the transmission (if any) to the inclined rotor (rotor) 9 and the tail rotor (tail rotor) 6. The engine 11 can be placed directly on the rotating shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9 in the deflected nacelle 10.

Преимуществом использования в качестве двигателя 11 электрического мотора по сравнению с поршневым или турбореактивным двигателями с механическими приводами являются малый габаритный размер, меньшая относительная масса, отсутствие трансмиссии при непосредственном размещении в потребителе энергии, в данном случае - в наклонном роторе (несущем винте) 9. В качестве электрического мотора может использоваться любой электрический двигатель необходимой мощности.The advantage of using an electric motor as the engine 11 compared to piston or turbojet engines with mechanical drives is their small overall size, smaller relative mass, lack of transmission when directly placed in the energy consumer, in this case, in an inclined rotor (rotor) 9. V As an electric motor, any electric motor of the required power can be used.

Наклонный ротор (несущий винт) 9 предназначен для создания подъемной 15 и пропульсивной силы 16 (фиг. 2) для полета высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой. В качестве наклонного ротора (несущего винта) 9 может быть использован аэродинамический винт, по крайней мере, с двумя лопастями 12, закрепленный на втулке вращающегося вала 8 наклонного ротора (несущего винта) 9 и работающий в вертолетном и самолетном режимах полета, что требует специальных расчетов его основных характеристик в каждом конкретном случае.The inclined rotor (rotor) 9 is designed to create a lifting 15 and propulsive force 16 (Fig. 2) for the flight of a high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing. As an oblique rotor (rotor) 9, an aerodynamic rotor with at least two blades 12 can be used, mounted on the sleeve of the rotating shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9 and operating in helicopter and airplane flight modes, which requires special calculations its main characteristics in each case.

Отклоняемая гондола 10 содержит автомат перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса 14, трансмиссию (при необходимости) наклонного ротора (несущего винта) 9, и, по крайней мере, часть вращающегося отклоняемого вала 8 наклонного ротора (несущего винта) 9, размещенного внутри неподвижного отклоняемого вала, установленного с возможностью наклона вокруг центра вращения О″ (фиг. 1, вид Б) посредством приспособления наклона 17 (фиг. 1, вид А), например кронштейна. Приспособление наклона 17 закреплено на верхней части фюзеляжа 1, при этом центр вращения О″ может располагаться на верхней части фюзеляжа 1, ниже верхней части фюзеляжа 1 или над верхней частью фюзеляжа 1. Положение центра Вращения О″ рассчитывается индивидуально для соответствующего типа винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой.The deflected nacelle 10 comprises a swash plate 14 with a control system for the swash plate 14, a transmission (if necessary) of an inclined rotor (rotor) 9, and at least a portion of a rotating deflectable shaft 8 of an inclined rotor (rotor) 9 located inside a fixed deflected a shaft mounted with the possibility of tilting around the center of rotation O ″ (Fig. 1, view B) by means of a tilt 17 (Fig. 1, view A), for example an arm. The tilt device 17 is mounted on the top of the fuselage 1, while the center of rotation O ″ can be located on the top of the fuselage 1, below the top of the fuselage 1 or above the top of the fuselage 1. The position of the center of rotation O ″ is calculated individually for the corresponding type of rotorcraft with vertical take-off and landing.

Отклоняемая гондола 10 также может содержать (как один из вариантов) двигатель 11. Отклоняемая гондола 10 предназначена для обеспечения сохранности автомата перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса 14, трансмиссии (при ее наличии) наклонного ротора (несущего винта) 9, вращающегося отклоняемого вала 8 (находящегося в отклоняемой гондоле 10) наклонного ротора (несущего винта) 9 и двигателя 11 (при его размещении в отклоняемой гондоле 10).The deviated nacelle 10 may also contain (as one of the options) the engine 11. The deviated nacelle 10 is designed to ensure the safety of the swash plate 14 with the control system of the swash plate 14, the transmission (if any) of the inclined rotor (rotor) 9, the rotating deflected shaft 8 (located in the deflected nacelle 10) of the inclined rotor (rotor) 9 and the engine 11 (when placed in the deflected nacelle 10).

Компактная сборка автомата перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса 14, трансмиссии (при ее наличии) наклонного ротора (несущего винта) 9, вращающегося вала 8, двигателя 11 (в случае размещения в отклоняемой гондоле 10) производится в виде так называемой колонки.The compact assembly of the swash plate 14 with the control system of the swash plate 14, the transmission (if any) of the inclined rotor (rotor) 9, the rotating shaft 8, the engine 11 (if placed in the deflected gondola 10) is made in the form of a so-called column.

При наклоне вращающегося вала 8 наклонного ротора (несущего винта) 9 посредством механического привода 13 отклоняемая гондола 10 вместе с ее содержимым перемещается вместе с вращающимся валом 8 наклонного ротора (несущего винта) 9. В качестве отклоняемой гондолы 10 может быть использована любая обтекаемая конструкция, выполненная из легкого прочного материала, например алюминия или полимерного материала, для уменьшения аэродинамического сопротивления в полете.When the rotary shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9 is tilted by means of a mechanical drive 13, the deflected nacelle 10 together with its contents moves together with the rotary shaft 8 of the inclined rotor (rotor) 9. Any streamlined design made can be used as the deflected nacelle 10 made of lightweight, durable material, such as aluminum or polymeric material, to reduce aerodynamic drag in flight.

Механический привод 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 предназначен для изменения положения (наклона относительного вертикального положения) наклонного ротора (несущего винта) 9. В качестве механического привода 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 могут быть использованы обычные покупные механические приводы, приводимые в действие при помощи электрической или гидравлической, или пневматической систем. Механический привод 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 может быть размещен в дополнительной мотогондоле 18 (фиг. 1), установленной на фюзеляже 1. В дополнительной мотогондоле 18 также может быть размещен электрический аккумулятор, обеспечивающий электропитание механического привода 13, или второй двигатель (при необходимости).The mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 is designed to change the position (inclination of the relative vertical position) of the inclined rotor (rotor) 9. As a mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 can be used conventional commercial mechanical drives driven in action by electric or hydraulic, or pneumatic systems. The mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 can be placed in an additional engine nacelle 18 (Fig. 1) mounted on the fuselage 1. In the additional engine nacelle 18 can also be placed an electric battery that provides power to the mechanical drive 13, or a second engine (with necessary).

Дополнительная мотогондола 18 предназначена для обеспечения сохранности механического привода 13 наклонного ротора (несущего винта) 9, электрического аккумулятора, обеспечивающего электропитание механического привода 13, или второго двигателя (при необходимости) и других систем управления, которые могут размещаться в мотогондоле 18.Additional nacelle 18 is designed to ensure the safety of the mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9, an electric battery that provides power to the mechanical drive 13, or the second engine (if necessary) and other control systems that can be located in the nacelle 18.

Автомат перекоса 14 с системой управления автоматом перекоса 14 предназначен для изменения циклического шага лопасти 12, меняющего вектор тяги наклонного ротора (несущего винта) 9 и общего шага лопасти 12 для увеличения или уменьшения тяги наклонного ротора (несущего винта) 9. Автомат перекоса 14 обеспечивает управление вертикальным перемещением винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, а также его наклоном по крену и тангажу; для этого автомат перекоса 14 периодически изменяет угол установки каждой лопасти 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в зависимости от того, где лопасть 12 оказывается в определенный момент времени в ходе вращения наклонного ротора (несущего винта) 9 как целого. В качестве автомата перекоса 14 используют рассчитываемый индивидуально автомат перекоса под соответствующий наклонный ротор (несущий винт) 9.Swashplate 14 with a swashplate control system 14 is designed to change the cyclic pitch of the blade 12, changing the thrust vector of the inclined rotor (rotor) 9 and the total pitch of the blade 12 to increase or decrease the thrust of the swivel rotor (rotor) 9. Swashplate 14 provides control vertical movement of the rotorcraft with vertical take-off and landing, as well as its tilt along the roll and pitch; for this, the swashplate 14 periodically changes the installation angle of each blade 12 of the inclined rotor (rotor) 9 depending on where the blade 12 is at a certain point in time during rotation of the inclined rotor (rotor) 9 as a whole. As the swashplate 14, an individually calculated swashplate is used for the corresponding inclined rotor (rotor) 9.

Преимуществом использования наклонного ротора (несущего винта) 9 с механическим приводом 13 является увеличение вектора пропульсивной силы 16 (фиг. 2) по сравнению с классическими вертолетами для достижения высоких крейсерских скоростей полета (фиг. 3).The advantage of using an inclined rotor (rotor) 9 with a mechanical drive 13 is an increase in the propulsive force vector 16 (Fig. 2) compared with classical helicopters to achieve high cruising flight speeds (Fig. 3).

Отклонение наклонного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол возможно в диапазоне углов (+70°>α>-45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение относительно нулевой (α=0°) оси (О - О′). Нулевой (α=0°) осью (О-О′) отсчета в предлагаемом техническом решении принимается линия, проходящая от центра вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 через центр тяжести винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой (фиг. 4). При этом отклонение наклонного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол в диапазоне углов (+70°>α>-45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение относительно нулевой (α=0°) оси (О-О′) возможно как в вертикальной плоскости относительно уровня океана, так и под углами к данной вертикальной плоскости.Deviation of the inclined rotor (rotor) 9 to a predetermined angle is possible in the range of angles (+ 70 °> α> -45 °) during its transition from vertical to inclined position relative to the zero (α = 0 °) axis (O - O '). The zero (α = 0 °) axis (O-O ′) of the reference axis in the proposed technical solution takes a line passing from the center of rotation of the blades 12 of the inclined rotor (main rotor) 9 through the center of gravity of the rotorcraft with vertical take-off and landing (Fig. 4 ) In this case, the deviation of the inclined rotor (rotor) 9 to a predetermined angle in the range of angles (+ 70 °> α> -45 °) during its transition from vertical to inclined position relative to the zero (α = 0 °) axis (O-O ′) it is possible both in a vertical plane relative to ocean level, and at angles to a given vertical plane.

Ограничением при отклонении наклонного ротора (несущего винта) 9 в диапазоне углов (+70°>α>-45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение является наличие достаточного зазора между плоскостью вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в его отклоненном положении и верхней частью фюзеляжа 1, что зависит от используемой в конкретном летательном аппарате конструкции верхней части фюзеляжа 1.The limitation when the inclined rotor (rotor) 9 is deflected in the range of angles (+ 70 °> α> -45 °) during its transition from vertical to inclined position is the presence of a sufficient clearance between the plane of rotation of the blades 12 of the inclined rotor (rotor) 9 in it the deflected position and the upper part of the fuselage 1, which depends on the design of the upper part of the fuselage 1 used in a particular aircraft.

При угле отклонения наклонного ротора (несущего винта) 9 свыше+70° и - 45° относительно нулевой (α=0°) оси (О - О′), проходящей через центр вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 и центр тяжести, даже при наличии достаточного зазора между плоскостью вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в его отклоненном положении и верхней частью фюзеляжа 1 предлагаемый винтокрылый летательный аппарат не сможет летать по причине сложности создания компенсирующего момента от наклонного ротора (несущего винта) 9.When the angle of deviation of the inclined rotor (rotor) 9 above + 70 ° and - 45 ° relative to the zero (α = 0 °) axis (O - O ') passing through the center of rotation of the blades 12 of the inclined rotor (rotor) 9 and the center of gravity , even if there is a sufficient clearance between the plane of rotation of the blades 12 of the inclined rotor (main rotor) 9 in its deflected position and the upper part of the fuselage 1, the proposed rotorcraft cannot fly due to the difficulty of creating a compensating moment from the inclined rotor (main rotor) 9.

Фюзеляж 1 предназначен для размещения в нем агрегатов силовой установки, топлива, системы управления и аппаратура для обеспечения полета. На верхней части фюзеляжа 1 установлена отклоняемая гондола 10. В качестве фюзеляжа 1 может быть использована его традиционная конструкция с особенной его верхней частью, формирующей достаточный зазор между плоскостью вращения лопастей 12 наклонного ротора (несущего винта) 9 в его отклоненном положении.The fuselage 1 is designed to accommodate the power plant, fuel, control system and flight equipment in it. A deflectable nacelle 10 is installed on the upper part of the fuselage 1. As a fuselage 1, its traditional design can be used with its special upper part forming a sufficient gap between the plane of rotation of the blades 12 of the inclined rotor (rotor) 9 in its deflected position.

Вертикальное хвостовое «оперение» винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой состоит из вертикального киля 19 и руля направления 20. Конструктивно вертикальный киль 19 выполнен с необходимым для создания боковой силы удлинением и установлен под заданным углом к набегающему потоку для создания боковой подъемной силы, компенсирующей крутящий момент от наклонного ротора (несущего винта) 9 в режиме горизонтального крейсерского полета. Угол установки вертикального киля 19 к набегающему воздушному потоку зависит от его длины и рабочей площади и определяется каждый раз в зависимости от аэродинамических характеристик летательного аппарата.The vertical tail “tail” of a rotorcraft with vertical take-off and landing consists of a vertical keel 19 and a rudder 20. Structurally, the vertical keel 19 is made with the extension necessary to create lateral force and is set at a predetermined angle to the incoming flow to create lateral lift, compensating torque from an inclined rotor (rotor) 9 in the horizontal cruise flight mode. The installation angle of the vertical keel 19 to the incoming air flow depends on its length and working area and is determined each time depending on the aerodynamic characteristics of the aircraft.

Руль направления 20 предназначен для поворота высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой в горизонтальной плоскости в режиме горизонтального крейсерского полета.The rudder 20 is designed to rotate a high-speed rotary-wing aircraft with vertical take-off and landing in the horizontal plane in the horizontal cruise flight mode.

Преимуществом использования вертикального киля 19 с рулем направления 20 является создание достаточной боковой силы для компенсации крутящего момента, создаваемого наклонным ротором (несущим винтом) 9, и возможности отключения рулевого винта 6 в режиме горизонтального полета винтокрылого летательного аппарата для снижения в нем энергопотребления.The advantage of using a vertical keel 19 with a rudder 20 is the creation of sufficient lateral force to compensate for the torque created by the inclined rotor (rotor) 9, and the ability to turn off the tail rotor 6 in the horizontal flight mode of the rotorcraft to reduce energy consumption in it.

В качестве вертикального киля 19 с рулем направления 20 может быть использовано расположенное вертикально крыло.As a vertical keel 19 with a rudder 20 can be used vertically located wing.

Горизонтальное «оперение» высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой состоит из горизонтального стабилизатора 3 и руля высоты 21 и предназначено для балансировки и изменения положения по тангажу в режиме горизонтального полета. В качестве горизонтального стабилизатора 3 с рулем высоты 21 может быть использовано крыло малого удлинения.The horizontal “plumage” of a high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing consists of a horizontal stabilizer 3 and a rudder 21 and is designed to balance and change the pitch position in the horizontal flight mode. As a horizontal stabilizer 3 with a rudder 21, a wing of small elongation can be used.

Рулевой винт 6 предназначен для компенсации крутящего момента, создаваемого наклонным ротором (несущим винтом) 9, и поворота винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой в вертолетном режиме полета при помощи увеличения или уменьшения тяги рулевого винта 6. Рулевой винт 6 размещен в кольцевом обтекателе 22 в хвосте 23 летательного аппарата в канале воздуховода 7 для создания меньшего сопротивления в режиме горизонтального полета. В режиме горизонтального крейсерского полета рулевой винт 6 (при необходимости) может быть отключен. В качестве рулевого винта 6 может быть использован, например, винт, по крайней мере, с двумя лопастями, закрепленными на втулке вращения рулевого винта 6, и механизмом изменения угла атаки лопастей рулевого винта 6 для создания аэродинамической силы тяги в противоположных направлениях вдоль оси вращения рулевого винта 6.The steering rotor 6 is designed to compensate for the torque created by the inclined rotor (rotor) 9 and the rotation of the rotorcraft with vertical take-off and landing in helicopter flight mode by increasing or decreasing the tail rotor 6. The steering rotor 6 is located in the annular cowl 22 in the tail 23 of the aircraft in the duct channel 7 to create less resistance in the horizontal flight mode. In the horizontal cruise mode, the tail rotor 6 (if necessary) can be turned off. As the tail rotor 6 can be used, for example, a screw with at least two blades mounted on the rotor hub of the tail rotor 6, and a mechanism for changing the angle of attack of the tail rotor blades 6 to create aerodynamic traction in opposite directions along the axis of rotation of the tail screw 6.

Преимуществом использования рулевого винта 6 в канале воздуховода 7 является малый его размер по сравнению с обычными винтами и, как следствие, создание меньшего аэродинамического сопротивления в горизонтальном крейсерском полете.The advantage of using the tail rotor 6 in the duct channel 7 is its small size compared to conventional propellers and, as a result, the creation of less aerodynamic drag in horizontal cruise flight.

Канал воздуховода 7 представляет собой сконфигурированный цилиндрический или конический каналы и предназначен для создания дополнительной тяги и повышения КПД рулевого винта 6. В качестве воздуховода 7 может быть использована полусферическая кольцевая поверхность с расположенным в центре канала рулевым винтом 6.The duct 7 is a configured cylindrical or conical channels and is designed to create additional traction and increase the efficiency of the tail rotor 6. As a duct 7, a hemispherical annular surface with a tail rotor 6 located in the center of the duct can be used.

Крыло малой площади 4 предназначено для создания дополнительной подъемной силы в самолетном режиме полета и изменения положения винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой по крену при помощи элеронов 5. В качестве крыла малой площади 4 с элеронами 5 может быть использовано, например, типовое самолетное крыло с расположенными на нем элеронами 5.A small-area wing 4 is designed to create additional lift in airplane flight mode and to change the position of a rotary-wing aircraft with vertical take-off and landing along the roll using ailerons 5. As a wing of a small area 4 with ailerons 5, for example, a typical airplane wing can be used with ailerons 5 located on it.

Конструктивно крыло 4 выполнено с площадью, необходимой для создания дополнительной подъемной силы. Площадь крыла 4 зависит от взлетной массы летательного аппарата и определяется каждый раз в зависимости от аэродинамических характеристик летательного аппарата.Structurally, the wing 4 is made with the area necessary to create additional lifting force. The wing area 4 depends on the take-off mass of the aircraft and is determined each time depending on the aerodynamic characteristics of the aircraft.

Преимуществом использования крыла малой площади 4 с элеронами 5 является создание дополнительной аэродинамической подъемной силы в самолетном крейсерском режиме полета и меньшее аэродинамическое сопротивление при вертикальной обдувке от несущего винта.The advantage of using a small-area wing 4 with ailerons 5 is the creation of additional aerodynamic lift in an airplane cruising flight mode and less aerodynamic drag with vertical airflow from the rotor.

Высокоскоростной винтокрылый летательный аппарат с вертикальным взлетом и посадкой работает следующим образом.High-speed rotary wing aircraft with vertical take-off and landing operates as follows.

В классической схеме вертолета (фиг. 5) расположенный горизонтально наклонный ротор (несущий винт) 9 в горизонтальном полете подвержен неравномерной аэродинамической нагрузке. При вращении наклонного ротора (несущего винта) 9 противолежащие лопасти, в частности наступающая лопасть 24 (в положении по направлению скорости полета), обтекается суммарной скоростью потока, состоящей из скорости вращения и скорости набегающего потока воздуха, а отступающая лопасть 25 обтекается потоком воздуха за вычетом скорости набегающего полета из скорости вращения лопасти. В случае суммирования скоростей, наступающая лопасть 24 создает большую подъемную силу 15 и высокое аэродинамическое сопротивление (фиг. 6), а в случае положения лопасти 12 при вычитании скоростей обтекания подъемная сила 15 и сопротивление уменьшаются, что приводит к возникновению момента, опрокидывающего винтокрылый летательный аппарат набок.In the classical helicopter design (Fig. 5), a horizontally inclined rotor (rotor) 9 in horizontal flight is subject to an uneven aerodynamic load. When the inclined rotor (main rotor) 9 rotates, the opposing blades, in particular the advancing blade 24 (in the position in the direction of flight speed), are wrapped around by the total flow velocity, consisting of the rotational speed and the speed of the incoming air flow, and the retreating blade 25 is flown by the air stream minus free flight speed from the speed of rotation of the blade. In the case of summing the speeds, the advancing blade 24 creates a large lifting force 15 and high aerodynamic drag (Fig. 6), and in the case of the position of the blade 12 when subtracting the flow velocities, the lifting force 15 and drag are reduced, which leads to the occurrence of a moment overturning the rotorcraft on the side.

При подобном положении наклонного ротора (несущего винта) 9 для увеличения скорости горизонтального полета (фиг. 5) и преодоления аэродинамического сопротивления требуется дополнительная пропульсивная сила 26, приводящая к возрастанию потребляемой мощности двигателя 11.With a similar position of the inclined rotor (rotor) 9, to increase the horizontal flight speed (Fig. 5) and overcome aerodynamic drag, an additional propulsive force 26 is required, leading to an increase in the power consumption of the engine 11.

В предложенной схеме в вертолетном режиме полета наклонный ротор (несущий винт) 9 располагается практически горизонтально (фиг. 3) (как и в классической схеме вертолета). Для перехода в режим горизонтального крейсерского полета (самолетный режим) (фиг. 2) положение вращающегося вала 8 вертолетного наклонного ротора (несущего винта) 9 изменяется при помощи механического привода 13 наклонного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол (+70°>α>-45°).In the proposed scheme in a helicopter flight mode, the inclined rotor (rotor) 9 is located almost horizontally (Fig. 3) (as in the classical helicopter scheme). To switch to the horizontal cruise flight mode (airplane mode) (Fig. 2), the position of the rotating shaft 8 of the helicopter inclined rotor (rotor) 9 is changed by the mechanical drive 13 of the inclined rotor (rotor) 9 by a predetermined angle (+ 70 °> α > -45 °).

В наклонном положении наклонный ротор (несущий винт) 9 находится в косой (а не в плоской) обдувке (фиг. 2), что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления, снижению сопротивления на наступающей лопасти 24 (фиг. 5), существенному увеличению пропульсивной силы 16 (фиг. 2), для достижения больших горизонтальных скоростей по сравнению с аналогичным вертолетом, что приводит к существенной экономии потребной мощности двигателя 11 (фиг. 1).In the inclined position, the inclined rotor (rotor) 9 is in an oblique (and not flat) blowing (Fig. 2), which leads to a decrease in inductive resistance, a decrease in resistance on the advancing blade 24 (Fig. 5), and a significant increase in propulsive force 16 (Fig. 2), to achieve greater horizontal speeds compared with a similar helicopter, which leads to significant savings in the required power of the engine 11 (Fig. 1).

На основании вышеизложенного новый достигаемый технический результат предполагаемого изобретения обеспечивается следующими техническими преимуществами.Based on the foregoing, a new achieved technical result of the alleged invention is provided by the following technical advantages.

1. Повышение не менее чем в 1,5 раза эффективности высокоскоростного винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой в крейсерском режиме полета посредством применения механического привода 13 для отклонения наклонного ротора (несущего винта) 9 на заданный угол, дополнительных горизонтальных и вертикальных несущих поверхностей, обеспечивающих дополнительную подъемную силу и необходимую устойчивость летательного аппарата в крейсерском режиме полета.1. Increasing the efficiency of not less than 1.5 times the efficiency of a high-speed rotorcraft with vertical take-off and landing in cruising flight mode by using a mechanical drive 13 to deflect the inclined rotor (rotor) 9 by a given angle, additional horizontal and vertical bearing surfaces, providing additional lift and necessary stability of the aircraft in cruising flight mode.

2. Обеспечение необходимой устойчивости и управляемости винтокрылого летательного аппарата в крейсерском режиме полета за счет дополнительных несущих поверхностей (крыла малой площади 4).2. Ensuring the necessary stability and controllability of the rotorcraft in cruising flight mode due to additional bearing surfaces (wing of small area 4).

3. Упрощение конструкции винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой за счет упрощения конструкции гондолы и в случае замены сложных по своей конструкции механических приводов на электроприводы.3. Simplification of the design of a rotorcraft with vertical take-off and landing by simplifying the design of the nacelle and in the case of replacing complex mechanical drives with electric drives.

4. Снижение габаритов винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой за счет замены крыльев (по прототипу) по обеим сторонам фюзеляжа 1 на короткое крыло малой площади 4.4. The reduction in the size of a rotorcraft with vertical take-off and landing by replacing the wings (according to the prototype) on both sides of the fuselage 1 with a short wing of a small area 4.

5. Расширение функциональных возможностей винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, в частности область варьирования летательным аппаратом своей скоростью в режиме горизонтального крейсерского полета, что бывает необходимо, например, в случае изменения рельефа местности, по которой пролетает летательный аппарат, или в случае различных целей полета, например, в обзорных целях при достижении определенного пункта полета, или при перемещении груза, требующего учет полетной скорости летательного аппарата, за счет возможности отклонения наклонного ротора (несущего винта) 9 посредством механического привода 15 на заданный угол (+70°>α>-45°) при его переходе из вертикального в наклонное положение.5. Expanding the functionality of a rotary-wing aircraft with vertical take-off and landing, in particular, the range of variation of the aircraft with its speed in the horizontal cruise flight mode, which is necessary, for example, in case of a change in the terrain over which the aircraft flies, or in the case of various flight goals, for example, for survey purposes when reaching a certain flight point, or when moving cargo requiring accounting for the flight speed of the aircraft, due to There is the possibility of deflecting the inclined rotor (rotor) 9 by means of a mechanical drive 15 to a predetermined angle (+ 70 °> α> -45 °) when it moves from vertical to inclined position.

Экспериментальный прототип винтокрылого летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой, изготовленный в ООО «Электро-Вертолетные системы», после проведения лабораторных и стендовых испытаний доказал принципиальную возможность реализации задач по созданию высокоскоростного летательного аппарата тяжелее воздуха с вертикальным взлетом и посадкой, устойчивого при движении в горизонтальном направлении.An experimental prototype of a rotorcraft with vertical take-off and landing, manufactured by Electro-Helicopter Systems LLC, after laboratory and bench tests, proved the fundamental possibility of realizing the tasks of creating a high-speed aircraft heavier than air with vertical take-off and landing, stable when moving in horizontal direction.

Используемые источники информацииInformation Sources Used

1. Патент США №6382556, 2002, МКИ В64С 29/00, В64С 27/28, классификация США 244/6.1. US Patent No. 6382556, 2002, MKI B64C 29/00, B64C 27/28, US classification 244/6.

2. Патент США №20050045762, 2005, МКИ В64С 27/26, В64С 27/28, классификация США 244/7.00R.2. US patent No. 200550045762, 2005, MKI B64C 27/26, B64C 27/28, US classification 244 / 7.00R.

3. Патент США №7143973 В2, 05.12.2006, МКИ В64С 27/22.3. US Patent No. 7143973 B2, 12/05/2006, MKI B64C 27/22.

Claims

1. A vertical take-off rotary wing aircraft comprising a fuselage, a tail connected to the aircraft fuselage and comprising at least one horizontal stabilizer, ailerons, a tail rotor deflected together with a rotating shaft of the tilted rotor of the nacelle containing at least one engine connected to the inclined rotor and providing its rotation, the inclined rotor with a rotating shaft, at least part of which is mounted in the deflected nacelle with the possibility of rotation when moving its rotating blades from a position during vertical take-off and flight of the aircraft to a position during its horizontal flight and the inclined rotor deflection mechanism in the form of a mechanical drive, characterized in that the mechanical drive is configured to deflect the inclined rotor by a predetermined angle (+ 70 °> α > -45 °) during its transition from vertical to inclined position.

2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the wing with ailerons is made of a small area.

3. Aircraft according to claim 1, characterized in that at least one engine is made in the form of an electric motor.

4. Aircraft according to claim 1, characterized in that the tail rotor is made with at least two blades and can be switched off in the horizontal flight mode and placed in the duct channel.

5. Aircraft according to claim 1, characterized in that the tail unit is additionally introduced into it with a vertical keel mounted on it at an angle to the incoming air flow, which creates a compensating torque with respect to the inclined rotor fixed to the shaft.

6. Aircraft according to claim 1, characterized in that an additional swashplate with its control system installed in the deflected nacelle is additionally introduced into it.

7. The aircraft according to claim 1, characterized in that the mechanical drive is configured to provide a sufficient clearance between the nacelle and the plane of rotation of the rotor blades in the deflected position of the rotor and the upper part of the fuselage.