RU2699513C1

RU2699513C1 - Unmanned jet-helicopter

Info

Publication number: RU2699513C1
Application number: RU2018139422A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2018-11-07
Filing date: 2018-11-07
Publication date: 2019-09-05

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular to the designs of converted rotary-wing aircrafts. Unmanned reactive aircraft-helicopter (URAH) has engines of power plant (PP) transmitting torque through main reduction gear and connecting shafts to bearing screws, tail unit and three-support retractable wheel chassis. URAH is equipped with two gas turbine engines (GTE) mounted side by side on both sides of the axis of symmetry in the above-air nacelles in pairs in front or behind the pylon, or abutting in the side fuselage nacelles, forwarded from the pylon of twin-screw BS (TBS) above the vortex-forming, integrated with the cantilevers wing with extensions, front of which have an angle of greater sweep and attack compared to the wing, form a V-shaped configuration when viewed from above. URAH has two coaxial TBS and two remote coaxial blowers (RCB) in a annular fairing arranged in the aft fuselage compartment, which directs the compressed air flow to the side rotary nozzles (SRN), creating a lift at vertical and short take-off/landing (VTL and STL) together with coaxial TBS or cruise thrust.

EFFECT: higher speed and range of flight, easier control on pitch and roll when performing VTL and hovering.

3 cl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции беспилотных реактивных самолетов-вертолетов, имеющих два двухлопастных несущих винта (ДНВ) и два выносных соосных вентилятора (ВСВ) в кольцевом обтекателе, размещенном в кормовом отсеке фюзеляжа, направляющим поток сжатого воздуха в боковые поворотные сопла (БПС), создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную силу совместно с соосными ДНВ или маршевую тягу от левого и правого БПС, изменяющих вектор реактивной их тяги вертикально/наклонно вниз при выполнении ВВП/КВП или назад параллельно оси симметрии с работающими/авторотирующими ДНВ или зафиксированными лопастями-крыльями ДНВ наружу от оси симметрии и над консолями крыла при горизонтальном полете в конфигурации соответственно винтокрыла/автожира или самолета.The invention relates to the field of aeronautical engineering and can be used in the construction of unmanned jet helicopter airplanes having two two-bladed main rotors (DNV) and two external coaxial fans (ENV) in an annular cowl located in the aft compartment of the fuselage directing the flow of compressed air to the side rotary nozzles (BPS), creating vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) lifting force together with coaxial DNV or marching thrust from the left and right BPS, changing the vector of their jet thrust vert locally / obliquely downwards when the GDP / KVP or backward in parallel with the axis of symmetry running / freewheeling DNV or fixed-wing blades DNV outwardly from the axis of symmetry and the above wing cantilevers with horizontal flight configuration respectively rotorcraft / or autogyro aircraft.

Известен самолет вертикального взлета и посадки модели (СВВП) DO.31 компании Dornier (ФРГ), имеющий высокорасположенное крыло, на концах которого смонтированы гондолы с подъемными турбореактивными двухконтурными двигателями (ТРДД), создающими вертикальную тягу наравне с подкрыльными подъемно-маршевыми ТРДД, имеющими отклоняемые вниз-вверх боковые поворотные сопла, изменяющие вектор реактивной тяги каждого ТРДД, хвостовое крестообразное оперение.A well-known vertical take-off and landing airplane model (VTOL) DO.31 of the Dornier company (FRG), having a highly located wing, at the ends of which are mounted nacelles with lifting turbojet twin-circuit engines (TRD), creating vertical thrust along with the wing under-wing lifting and marching turbofan engines down-up lateral rotary nozzles that change the jet thrust vector of each turbofan engine, tail cross.

Признаки, совпадающие - комбинированная силовая установка имеет два подъемно-маршевых ТРДД компании Бристоль Сиддли мод. BS.53 "Пегас" 5-2 с тягой по 7000 кгс, установленных в гондолах под крылом. Гондолы ТРДД имеют воздухозаборники осевые нерегулируемые и с каждой их стороны по две пары поворотных сопла с управляемым вектором тяги, которые поворачиваются в вертикальной плоскости для направления выходящей из ТРДД струи газов назад параллельно оси СВВП при горизонтальном полете или вниз при выполнении ВВП. Подъемные ТРДД компании Роллс-Ройс мод. RB. 162-4 тягой по 2000 кгс, установленные по четыре в двух гондолах, имеют общие воздухозаборники с открывающимися их створками, снабжены соплами с дефлекторами, отклоняющими поток газов на 15° вперед или назад.Signs that coincide - the combined power plant has two Bristol Siddley mod lifting and marching turbofan engines. BS.53 "Pegasus" 5-2 with a thrust of 7000 kgf installed in gondolas under the wing. TRDD nacelles have axial unregulated air intakes and on each side there are two pairs of rotary nozzles with a controlled thrust vector, which rotate in a vertical plane to direct the gas jet emerging from the turbojet engine backward parallel to the VTOL axis during horizontal flight or downward when GDP is fulfilled. Rolls-Royce lifting turbofan engines mod. RB. 162-4 thrust of 2000 kgf, installed in four in two nacelles, have common air intakes with opening their wings, equipped with nozzles with deflectors that deflect the gas flow 15 ° forward or backward.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что подкрыльное расположение ТРДД с их боковыми соплами, изменяющими вектор реактивной их тяги, предопределяет наличие с каждой стороны гондолы их обтекателей и сложной системы синхронного отклонения вниз-вверх потока струи газов каждого ТРДД, что усложняет конструкцию. Вторая - это то, что сопла подъемных ТРДД на концах крыла с увеличением угла его атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания подъемными ТРДД и поворотными соплами подъемно-маршевых ТРДД необходимой подъемной силы, что снижает надежность и поперечную управляемость. Третья - это то, что для выполнения ВВП и зависания имеется двойная раздельная система создания вертикальной тяги и поперечно-продольной управляемости (подъемные ТРДД и боковые сопла ТРДД), что неизбежно ведет к утяжелению, увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, но и уменьшению весовой отдачи, так как при горизонтальном его полете сами подъемные ТРДД, увеличивая паразитную массу, бесполезны. Все это ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета соответственно более 644 км/ч и 681 км, а использование подъемных ТРДД при выполнении ВВП и зависания приводит к увеличению показателей топливной эффективности до 204,38 г/пасс⋅км при целевой нагрузке (ЦН), составляющей 44 человека.Reasons that impede the task: the first is that the underfloor arrangement of the turbofan engines with their lateral nozzles changing their thrust vector determines the presence of fairings on each side of the nacelle and a complex system of synchronous down-up deflection of the gas stream of each turbofan engine, which complicates design. The second is that the nozzles of the lifting turbofan engines at the ends of the wing with an increase in the angle of attack during transient flight conditions create a risk of flow disruption on the wing before the generating turbofan engines and rotary nozzles of the lifting and propelling turbofan engines have the necessary lifting force, which reduces reliability and lateral controllability. The third one is that for fulfilling GDP and freezing, there is a double separate system for creating vertical thrust and lateral-longitudinal controllability (lifting turbofan engines and side nozzles of turbofan engines), which inevitably leads to heavier workloads, an increase in the volume of routine maintenance and a higher cost of operation, but also a decrease in weight recoil, since with its horizontal flight the lifting turbofan engines themselves, increasing the parasitic mass, are useless. All this limits the possibility of increasing flight speed and range of more than 644 km / h and 681 km, respectively, and the use of lifting turbojet engines when fulfilling GDP and hovering leads to an increase in fuel efficiency up to 204.38 g / pass⋅km at target load (CN), component of 44 people.

Известен СВВП проекта HS.803 компании Hawker Siddeley (Великобритания), содержащий низко-расположенное крыло, силовую установку с реактивными двигателями на концах и по бокам фюзеляжа и двигателями на концах крыла в мотогондолах, снабженных над ними пилонами с несущими винтами (НВ), имеет Т-образное хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Known VTOL project HS.803 company Hawker Siddeley (UK), containing a low-lying wing, a power plant with jet engines at the ends and sides of the fuselage and engines at the ends of the wing in nacelles equipped with pylons with main rotors (HB) above them, T-tail and three-leg retractable retractable wheel chassis.

Признаки, совпадающие - наличие подкрыльных обтекателей с НВ, создающими только вертикальную тягу, струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри крыла и обеспечивающим равномерное распределение мощности двух двигателей, имеющих газогенераторы, воздух которых, направляясь к воздушным турбинам, будет вращать НВ. Особенностью конструкции коммерческого СВВП проекта HS.803 с пассажировместимостью 100 человек и дальностью действия до 931 км были - концепция Control Circulation Rotors (CCR), т.е. роторы с регулируемой циркуляцией и неподвижное размещение под крылом двигателей: при переходе в самолетный режим полета останавливались только трехлопастные НВ, имеющие узлы складывания и фиксирования их лопастей, которые располагались параллельно оси симметрии.Signs that coincide - the presence of under-fairings with HB, creating only vertical thrust, a jet system with an air duct laid inside the wing and providing an even distribution of power of two engines with gas generators, the air of which, heading towards the air turbines, will rotate the HB. The design feature of the commercial VTOL aircraft of the HS.803 project with a passenger capacity of 100 people and a range of up to 931 km was the concept of Control Circulation Rotors (CCR), i.e. rotors with adjustable circulation and fixed placement under the wing of the engines: when switching to airplane mode of flight, only three-bladed HBs with nodes for folding and fixing their blades that were parallel to the axis of symmetry stopped.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на концах крыла подкрыльных обтекателей с воздушными турбинами и НВ, имеющими автоматы перекосов с управлением их общего, циклического и дифференциального изменения их шага, что предопределяет конструктивно сложное стреловидное крыло с воздуховодами, оснащенное сложной системой привода НВ и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по ширине с вращающимися НВ. Вторая - это то, что диаметры двух НВ ограничены размахом консолей крыла и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (≈ 18%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги НВ и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что силовая установка включает двигатели избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 50%, что весьма снижает весовую отдачу, особенно, при отказе одного из них, а расположение на концах крыла НВ с зафиксированными их лопастями предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении крейсерской скорости только до 695,0 км/ч. Все это ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера и дальнейшего увеличения весовой отдачи, особенно, при удвоении тяговооруженности и без дальнейшего увеличения диаметра НВ, но и улучшения стабильности продольной управлявмости при выполнении ВВП и зависания с Т-образным хвостовым оперением.Reasons that impede the task: the first is that the placement of underwing fairings at the wing ends with air turbines and HBs, which have swash plates with control of their general, cyclic and differential changes in their pitch, which determines a structurally complex swept wing with air ducts, equipped with a complex HB drive system and wing mechanization, which complicates the design and reduces reliability, but also significantly increases the overall dimensions in width with rotating HB. The second one is that the diameters of the two HBs are limited by the span of the wing consoles and, as a result, when the stream hangs from the HB, blowing over the wing consoles and creating a significant total loss (≈ 18%) in their vertical thrust, the high flow rates of the dropping from them are also inhibited predetermine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can dramatically reduce the traction force of HB and create an uncontrolled fall situation, which reduces the stability of control and safety. The third one is that the power plant includes engines with excess power used in the implementation of GDP by 50%, which greatly reduces the weight return, especially when one of them fails, and the location at the ends of the wing of the HB with their blades fixed determines it, increasing aerodynamic drag , restrictions in achieving cruising speed of only 695.0 km / h. All this limits the possibility of reducing the weight of the airframe structure and further increasing the weight return, especially when doubling the thrust-weight ratio and without further increasing the diameter of the HB, but also improving the stability of the longitudinal controllability during GDP and hovering with a T-tail.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по ярусной технологии Х3 с расположением на концах крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта (НВ), имеет двигатели силовой установки (СУ), передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы соответственно на НВ и тянущие винты, создающие управление по курсу с компенсацией крутящего момента и маршевую тягу, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is a high-speed hybrid helicopter "Eurocopter X3" (EU), made according to the X3 longline technology with a twin-screw propulsion-steering system and a rotor (HB) above the wing ends, it has propulsion engines transmitting torque through the main gearbox and connecting shafts respectively to the HB and pulling screws, creating directional control with torque compensation and sustainer traction, tail unit and three-leg retractable retractable wheel chassis.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с., более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС155 с рядом агрегатов от ЕС175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 430 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС155 на 30%.Signs that coincide are the presence of a high wing, two-tail plumage and two Turbomeca RTM322 turboshaft engines with a power of 2720 hp each, a more complex gearbox and shaft transmission with a total length of 10.82 m, transmitting power to the main and front pulling screws. The rotor with a swash plate with control of the general and cyclic changes in its pitch is designed to create lift, and translational motion in high-speed flight is provided by pulling screws, which also prevent the helicopter from rotating in hovering mode while compensating for the reactive moment that occurs when the rotor rotates. Rotation of the main and front two screws is synchronizing. The Eurocopter X3 high-speed hybrid helicopter, made on the platform of an EC155 model helicopter with a number of units from the EC175, is equipped with a wing, which, having a large negative transverse V, reduces the load on the rotor and provides up to 80% of the total lifting force during horizontal flight and allows flying 50% faster and higher than modern classic helicopters, reach speeds of up to 430 km / h, flight ranges of up to 1248 km and have a practical ceiling of 7600 m when transporting 16 people with a fuel efficiency of 80.67 g / pass⋅km (taking into account the reserve fuel for you olneniya half-hour flight). Takeoff thrust-weight ratio of the power plant, which allows using 70% of its power, has a target load of 1600 kg and increase the take-off weight of the helicopter model EC155 by 30%.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над прямым крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Кроме того, отсутствие над несущим винтом верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность безопасного использования средств спасения на парашюте без соприкосновения его строп с лопастями несущего винта. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.Reasons that impede the task: the first is that a single-rotor helicopter with front rotors at the ends of the wing consoles, used both as tail rotors and in cruising flight modes as twin-propellers, has increased aerodynamic drag, which is difficult reduction scheme with independent rotation of the three screws, but also low weight return and radius of action. The second one is that in a helicopter of a single-rotor main circuit there are unproductive expenditures of the power required to parry the reactive moment from the main rotor with the pulling screws making up 12-16% of the power required for the rotation of the main rotor, as well as the need for the wing transmission units of the main rotors having almost ≈38% less traction in comparison with coaxial capted screws and creating a danger to ground personnel. The third is that the weight of the front propellers, together with the wing and transmission units, is up to 15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The fourth one is that the wing and tail unit do not have mechanization and control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the loaded rotor with a swash plate for roll and pitch control and, when autorotating the latter, does not allow using it for longitudinal-transverse control. The fifth one is that the location of the two pulling screws under the rotor creates harmful resistance, leading to their different traction, but also to a significant increase in noise due to the interaction of the pulling screws and the rotor. In addition, in such a design, the appearance of self-excited vibrations, high alternating stresses and vibrations, as well as other types of dynamic instability of the structure, including one of the most dangerous ones, is the air resonance of the rotor and, especially, non-capotated pulling screws. The sixth one is that when the stream hangs from the rotor, it blows around the wing consoles and creates a significant total loss in its vertical thrust, it is braked and the high flow rates of the discarded from them predetermine the formation of vortex rings, which at low reduction speeds can drastically reduce the thrust of the rotor screw and create an uncontrollable fall situation, which reduces control stability and safety. And as the speed of horizontal flight increases, the problem also worsens, since on the backing side of the rotor there is a section in which the absolute speed of its blades relative to air becomes almost zero and this section of the blades, naturally, does not participate in the creation of lifting force, which worsens the transverse balancing canal, especially because of the location of this section just above the straight wing. The seventh is that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch significantly complicates the design, and the constant vibrations that occur during the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. In addition, the absence of a top wing above the rotor with an angle (ψ> 0) of the transverse V excludes the possibility of safe use of rescue equipment by parachute without the contact of its lines with the rotor blades. All this limits, with a higher specific fuel consumption, the possibility of increasing the flight range, indicators of transport and fuel efficiency, but also reducing the hanging of unproductive power costs, especially when driving on course.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном гибридном вертолете "Eurocopter Х3" увеличения целевой нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения управления по тангажу и крену при висении и на переходных режимах полета, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса в конфигурации автожира с авторутирующими НВ и возможности трансформации в полетную конфигурацию реактивного самолета с зафиксированными над крылом лопастями-крыльями соосных двухлопастных НВ.The present invention solves the problem in the aforementioned known high-speed hybrid helicopter "Eurocopter X3" to increase the target load and weight return, increase the speed and range, simplify control of pitch and roll during hovering and transitional flight modes, reduce vibration and eliminate resonance in the configuration gyroplane with autorutating HB and the possibility of transformation into a flight configuration of a jet aircraft with fixed wing blades-wings of coaxial two-bladed HB.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного гибридного вертолета "Eurocopter Х3", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя газотурбинными двигателями (ГТД), установленными бок о бок по обе стороны от оси симметрии в надфюзеляжных гондолах попарно спереди или сзади пилона или побортно в боковых гондолах фюзеляжа, вынесенных вперед от пилона двухвинтовых НВ (ДНВ) над вихре образующими, интегрированными с консолями крыла наплывами, передние из которых имеют угол большей стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивают на больших углах атаки его несущую способность, образуя при виде сверху V-образную конфигурацию, распространяющуюся от передней кромки крыла и вдоль носовой части фюзеляжа к ее обтекателю, и оснащенными соответствующим выводом валов от их турбин или через угловые редукторы для боковых ГТД для отбора мощности через муфты сцепления на входные два вала главного редуктора ДНВ, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) и, по меньшей мере, двух выносных соосных или двух однорядных вентиляторов (ВСВ или ВОВ), имеющих противоположное их вращение и лопатки с большой их круткой, установленных в верхнем кормовом одном или двух отсеках фюзеляжа, каждый из которых размещен по оси симметрии, снабжен надфюзеляжным воздухозаборником с автоматической верхней продольной створкой для свободного доступа воздуха в один или два вертикальных кольцевых обтекателя (ВКО) и выхода потока сжатого воздуха снизу из каждого по поперечным воздухоотводящим каналам в два левое и правое или в два левых и два правых боковых поворотных сопла (БПС), создающих в соответствующей подъемно-маршевой системе холодной реактивной струи (XPC-R2 или XPC-R4) реактивную тягу синхронно вертикально вниз и после их одновременного поворота в вертикальной плоскости - горизонтально назад, размещенных в соответствующих боковых фюзеляжных обтекателях, используются совместно с парой соосных ДНВ, смонтированных в ДСНС-Х2 на вертикальном пилоне, создавая подъемную и подъемно-маршевую или маршевую тягу, соответственно при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном полете, так и парой стреловидных килей с верхними меньшими и нижними большими или с верхними большими и нижними меньшими их частями, размещенными вовнутрь к и наружу от плоскости симметрии соответственно над и под или под и над неподвижным стреловидным стабилизатором (НСС) и на концах его консолей, смонтированных положительным углом (ϕ) поперечного V по внешним бортам хвостовой балки, но и низко расположенным крылом прямой или обратной стреловидности (НКПС или НКОС), установленным с положительным углом (ϕ) поперечного V, имеющим соответствующий угол χ=+18° или χ=-18° стреловидности по передней кромке, размах в

или

раза больше диметра (D) ДНВ, развитые закрылки в его наплывах, задняя кромка которых в плане размещена параллельно только скосам плоских соплам боковых гондол, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии короткого и вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета при максимальном или нормальном взлетном его весе в соответствующий скоростной крылатый автожир для продолжительного полета или самолет с реактивными БПС соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда в симметрично-синхронной ДСНС-Х2 соосные ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их верхние и нижние лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей НКПС/НКОС или по оси симметрии, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на угол 90° в горизонтальной плоскости наружу от оси симметрии лопастей-крыльев ДНВ так, что они фиксируются с прямой/обратной или нулевой стреловидностью по передним кромкам ДЛК ДНВ, образуя с НКПС/НКОС равновеликую стреловидность χ=+18°/χ=-18° или χ=0°, организуют симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке НКПС/НКОС для горизонтального полета в конфигурации самолета с XPC-R2/XPC-R4 и системой бипланных разноуровневых крыльев (СБРК), преобразующей большое удлинение НКПС/НКОС с λ=11,5-13,5 до удлинения λ=8,0-9,0 СБРК, имеющей при виде спереди зафиксированные верхние и нижние ДЛК ДНВ соответственно над левой и правой консолями НКПС/НКОС, но и обратно, при этом каждое реактивное БПС, имеющее Г-образную его конфигурацию при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнено с управлением вектора тяги (УВТ), причем реактивные БПС смонтированы сзади по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения вертикальной реактивной их тяги в системе XPC-R2 или результирующей от XPC-R4 и подъемной силы от ДНВ в ДСНС-Х2, при этом главный в ДСНС-Х2 редуктор ДНВ, размещенный спереди от центра масс, снабжен по оси симметрии выходными продольными соосными валами или задним валом, которые в системах XPC-R4 или XPC-R2 вращательно связаны с угловыми редукторами двух тандемных ВОВ или кормовым соосным редуктором двух ВСВ, которые имеют вертикальные выходные или соосные валы, направленные в одну сторону только вверх, только вниз или только вверх, только вниз или в противоположные стороны вверх и вниз, приводящие соответствующие два ВОВ или два ВСВ в соответствующих ВКО.The distinguishing features of the invention from the above-mentioned known high-speed hybrid helicopter Eurocopter X3, which is closest to it, are the fact that it is equipped in the integrated aerodynamic scheme as two gas turbine engines (GTE) mounted side by side on either side of the axis of symmetry in dorsal nacelles in pairs in front of or behind the pylon or side-by-side in lateral fuselage nacelles, extended forward from the pylon of twin-screw HB (DNV) over the vortex generators integrated with the wing consoles in frontal wings, which have a greater sweep angle and attack angle other than the wing, increase its bearing capacity at large angles of attack, forming a V-shaped configuration extending from the front edge of the wing and along the nose of the fuselage to its fairing when viewed from above. the output of the shafts from their turbines or through the angular gearboxes for the side gas turbine engines for power take-off through the clutch to the input two shafts of the main gearbox of the DNV, redistributing the take-off power of the SU between the DNV in twin-screw coaxial-bearing circuit (DSNS) and at least two remote coaxial or two single-row fans (BCB or BOB), having their opposite rotation and blades with their big twist, installed in the upper aft one or two fuselage compartments, each of which are placed along the axis of symmetry, is equipped with a dorsal air intake with an automatic upper longitudinal sash for free access of air to one or two vertical annular radomes (EKO) and the flow of compressed air from below from each along transverse air vents supply channels into two left and right or two left and two right side rotary nozzles (BPS), which create reactive thrust in the corresponding lift-march system of a cold jet stream (XPC-R2 or XPC-R4) simultaneously vertically downwards and after their simultaneous rotation in the vertical plane - horizontally back, placed in the respective lateral fuselage fairings, used in conjunction with a pair of coaxial DNVs mounted in the DSNS-X2 on a vertical pylon, creating a lifting and lifting-marching or marching thrust, respectively o for vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or horizontal flight, and a pair of arrow-shaped keels with upper smaller and lower large or with upper large and lower lower parts located inward to and out of the plane of symmetry, respectively above and below or under and above a fixed swept stabilizer (HSS) and at the ends of its consoles mounted with a positive angle (ϕ) of the transverse V along the outer sides of the tail boom, but also with a low located forward or reverse sweep wing (NKPS or NKOS), installed with a positive angle (ϕ) of the transverse V, having a corresponding sweep angle χ = + 18 ° or χ = -18 ° along the leading edge,

or

times the DNV diameter (D), developed flaps in its influx, the trailing edge of which in plan is parallel to only the bevels of the flat nozzles of the side nacelles, and is configured to convert its flight configuration after performing short and vertical take-off from a rotorcraft or helicopter, respectively, at maximum or its normal take-off weight in the corresponding high-speed winged gyroplane for a long flight or aircraft with jet BPS, respectively, with wide-chord DNVs operating on p during their autorotation or hollow wing-blades (DLK) carrying them, when in the symmetrically synchronous DSNS-X2, the coaxial DNVs are simultaneously stopped so that when viewed from above, their upper and lower blades are pre-arranged perpendicular to the front edge of the left and right NKPS / NKOS consoles or along the axis of symmetry, they are also equipped with automatic assemblies for their synchronous folding by rotation through an angle of 90 ° in a horizontal plane outward from the axis of symmetry of the DNV wing blades so that they are fixed with forward / reverse or zero with the sweep along the leading edges of the DNV DLK, forming with the NKPS / NKOS equal to the sweep χ = + 18 ° / χ = -18 ° or χ = 0 °, they organize the symmetrical bearing surfaces of their DLK with respect to the axis of symmetry and are arranged in plan parallel to the front edge of the NKPS / NKOS for horizontal flight in the configuration of an aircraft with XPC-R2 / XPC-R4 and a biplane system of different levels of wings (RBK), which converts a large elongation of the NKPS / NKOS from λ = 11.5-13.5 to elongation λ = 8.0-9.0 RBK, which, when viewed from the front, has fixed upper and lower DLK DNV, respectively, above the left and right NKPS / NKOS, but also vice versa, with each reactive BPS having its L-shaped configuration when viewed from the front or top, respectively, under the regimes of GDP, hovering or horizontal flight, made with thrust vector control (UHT), moreover, reactive BTSs are mounted at the back along the flight from the center of mass at a distance inversely proportional between the place of application of their vertical reactive thrust in the XPC-R2 system or resulting from the XPC-R4 and the lifting force from the DNV in DSNS-X2, while the main DNV reducer in the DSNS-X2 is located in front of center m ss, is equipped along the axis of symmetry with output longitudinal coaxial shafts or a rear shaft, which in XPC-R4 or XPC-R2 systems are rotationally connected with angular gears of two tandem BOBs or aft coaxial gearbox of two BCBs, which have vertical output or coaxial shafts directed in one side only up, only down or only up, only down or in opposite directions up and down, leading the corresponding two WWII or two BCB in the corresponding aerospace defense.

Кроме того, высокорасположенная хвостовая балка, имеющая по всей ширине фюзеляжа эллипсовидное по горизонтали плоское поперечное сечение с вогнутой нижней его поверхностью до ее хвостового обтекателя и плавно образованной от надфюзеляжного обтекателя ВСВ или обтекателей ВОВ в XPC-R2 или XPC-R4, при этом на режимах ВВП и зависания каждый ГТД выполнен с элементами цифрового программного управления, сочетающего в двухрежимной системе регулирования и управления одновременный режим его работы как при отборе 70% или 75% свободной его мощности на привод упомянутых ДНВ, так и при сбалансированном распределении 30% или 25% остаточной мощности на привод двух упомянутых ВСВ или ВОВ, создающих в ВКО поток сжатого воздуха, распределяемого между соответствующими реактивными БПС, имеющими в каждой их паре поперечный вал с гидроприводом для их одновременного отклонения двух или четырех БПС в продольных вертикальных плоскостях, параллельно размещенных плоскости симметрии, на угол до 100° вниз или обратно вверх соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, имеет между компрессорами низкого и высокого давления (КНД и КВД) для отбора мощности упомянутый средний вывод радиального вала, направленного к оси симметрии и передающего от вала КНД, смонтированного соосно и внутри вала КВД и приводимого турбиной низкого давления, посредством конической зубчатой передачи через муфту сцепления свободную мощность от упомянутых надфюзеляжных или боковых ГТД на один только передний, только задний или центральный объединительный Т-образный в плане редуктор, продольный вдоль оси симметрии выходной вал которого приводит упомянутый главный редуктор, при этом прямой и обратной стреловидности передняя кромка каждого бокового воздухозаборника ГТД как левого и правого только этих двигателей, размещена в плане параллельно соответственно задней и передней кромкам наплывов НКПС/НКОС, так и левого и правого только боковых двигателей размещена при виде сбоку параллельно соответственно передней кромке верхней и нижней частей киля НСС, причем на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДСНС-Х2 и изменение балансировки по курсу от работающих ДНВ, выполненных без автомата перекоса и с жестким креплением их лопастей, обеспечивается соответственно дифференциальным изменением тяги двух ДНВ и противоположным направлением вращения верхнего и нижнего ДНВ, только, по часовой и против часовой стрелки, причем при выполнении ВВП и зависания упомянутые реактивные БПС с УВТ для изменения балансировки по тангажу и крену соответственно выполнены с возможностью синфазного и дифференциального их синхронного ускоренного отклонения вперед/назад от вертикальной оси БПС на углы ±10°, при этом главный редуктор ДНВ имеет в колонке соосных валов внутренний телескопический вал, а сама колонка- отклонена назад по полету от вертикали на угол, равновеликий или равен 1/2 величине угла (ϕ) поперечного V упомянутого НКПС/НКОС, причем набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают соответственно передние кромки наступающих лопастей упомянутых соосных ДНВ и зафиксированных их упомянутых ДЛК, при этом спереди и сзади на нижних законцовках упомянутых частей каждого киля имеются соответствующие видеокамеры и ИК-излучатели, а в наплывах НКПС/НКОС - отсеки вооружения с выдвижными пусковыми устройствами.In addition, a highly located tail boom having an elliptical horizontal cross section along the entire fuselage width with a concave lower surface to its tail fairing and smoothly formed from the dorsal fairing of the BCB or the fairing of the Second World War in XPC-R2 or XPC-R4, while in the modes Each GTE’s GDP and lockups are made with elements of digital program control, combining in a bimodal system of regulation and control its simultaneous mode of operation as in the selection of 70% or 75% of its free power at water of the mentioned DNVs, and with a balanced distribution of 30% or 25% of the residual power to drive the two said air-force or WWII, creating a stream of compressed air in the aerospace defense, distributed between the corresponding reactive BPS, each having a transverse shaft with a hydraulic drive for each of them to deflect two or four BPS in longitudinal vertical planes parallel to the symmetry plane, at an angle of up to 100 ° down or back up, respectively, in the modes of GDP, hovering or horizontal flight, has between with low and high pressure springs (KND and KVD) for power take off, the mentioned average output of the radial shaft directed to the axis of symmetry and transmitting from the KND shaft mounted coaxially and inside the KVD shaft and driven by the low pressure turbine by means of a bevel gear transmission through the clutch free power from the aforementioned dorsal or lateral gas-turbine engines to only one front, only rear or central unifying T-shaped gearbox in plan, the output shaft longitudinal along the axis of symmetry of which said main gearbox, with the forward and reverse sweeps, the front edge of each lateral gas turbine intake both of the left and right of these engines only is placed in plan parallel to the rear and front edges of the NKPS / NKOS flows, and of the left and right side engines only parallel to the front edge of the upper and lower parts of the keel of the NSS, respectively, moreover, under the regimes of GDP and hovering, full compensation of the reactive torque in the mentioned DSNS-X2 and a change in the balancing and at the rate of working DNVs made without a swash plate and with rigid fastening of their blades, it is provided, respectively, by a differential change in the thrust of two DNVs and the opposite direction of rotation of the upper and lower DNVs, only clockwise and counterclockwise, and when doing GDP and freezing reactive BTS with UVT for changing the pitch and roll balancing, respectively, are capable of their in-phase and differential synchronous accelerated deflection forward / backward from the vertical axis BPS at angles of ± 10 °, while the main DNV gearbox has an internal telescopic shaft in the column of coaxial shafts, and the column itself is deflected backward from the vertical by an angle equal to or equal to 1/2 the angle (ϕ) of the transverse V of the above-mentioned NPS / NKOS, moreover, the incident flow at vertical and horizontal flight modes meet respectively the leading edges of the advancing blades of the said coaxial DNVs and their mentioned DLK, while the front and rear ends of the said parts of each keel have corresponding Enikeev video camera and IR emitters, and the fade NKPS / NACA - compartments arms with sliding triggering devices.

Кроме того, для высокоскоростного горизонтального полета в конфигурации самолета, достигая маршевой его тяговоуроженности до 0,22-0,37, используется 36%-72% мощности от двух ГТД только на привод упомянутых ВСВ с отключенными ДНВ от привода, при этом ДНВ в симметрично-сбалансированной несущей и синхронно авторотирующуей системе, включающей в главном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую выходные соосные валы для ДНВ, каждый из которых создает по два потока: первый - основной с выдачей соответствующей мощности от двигателей СУ и созданием подъемной силы от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации крылатого автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую соответствующий ДНВ от двигателей СУ, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 300 мин^-1 или 100 мин^-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы НКПС/НКОС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к соответствующему 2,75-кратному сокращению общего сопротивления профиля лопастей ДНВ и возможности для режимов крейсерского полета расчета НКПС/НКОС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы НКПС/НКОС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.In addition, for high-speed horizontal flight in the configuration of the aircraft, reaching its propulsion march to 0.22-0.37, 36% -72% of the power from two gas turbine engines is used only to drive the mentioned air-force engines with the DNV disconnected from the drive, while the DNV is symmetrically -balanced carrier and synchronously autorotating system, which includes an automatic gearbox in the main gearbox that has output coaxial shafts for DNV, each of which creates two streams: the first is the main one with the output of the corresponding power from the SU engines and created the lifting force from the DNV, the second is cruising in the configuration of a winged gyroplane with power received from the autorotation of each DNV to its corresponding stage, disconnecting the corresponding DNV from the SU engines, driving the generator and controlling the synchronous reduction and their rotation speed, for example, up to 300 min ^-1 or 100 min ^-1, and the angle of attack of blades freewheeling DNV providing larger proportion of 1 / 3-1 / 4 times the desired lift NKPS / NACA but DNV blade rotation plane, which is almost aligned with the corresponding air homo ohm at speeds for low- or high-speed flight, leading to a corresponding 2.75-fold reduction in the total drag profile of the DNV blades and the possibility for cruise flight modes to calculate the NKPS / NKOS with its reduced geometry, creating 2 / 3-3 / 4 of the NKPS lifting force / NKOS from the corresponding wing of a similar jet.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить беспилотный реактивный самолет-вертолет (БРСВ), который в интегральной аэродинамической схеме снабжен как двумя газотурбинными двигателями (ГТД), установленными бок о бок по обе стороны от оси симметрии в надфюзеляжных гондолах попарно спереди или сзади пилона или побортно в боковых гондолах фюзеляжа, вынесенных вперед от пилона двухвинтовых НВ (ДНВ) над вихре образующими, интегрированными с консолями крыла наплывами, передние из которых имеют угол большей стреловидности и атаки отличными от крыла, увеличивают на больших углах атаки его несущую способность, образуя при виде сверху V-образную конфигурацию, распространяющуюся от передней кромки крыла и вдоль носовой части фюзеляжа к ее обтекателю, и оснащенными соответствующим выводом валов от их турбин или через угловые редукторы для боковых ГТД для отбора мощности через муфты сцепления на входные два вала главного редуктора ДНВ, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС) и, по меньшей мере, двух выносных соосных или двух однорядных вентиляторов (ВСВ или ВОВ), имеющих противоположное их вращение и лопатки с большой их круткой, установленных в верхнем кормовом одном или двух отсеках фюзеляжа, каждый из которых размещен по оси симметрии, снабжен надфюзеляжным воздухозаборником с автоматической верхней продольной створкой для свободного доступа воздуха в один или два вертикальных кольцевых обтекателя (ВКО) и выхода потока сжатого воздуха снизу из каждого по поперечным воздухоотводящим каналам в два левое и правое или в два левых и два правых боковых поворотных сопла (БПС), создающих в соответствующей подъемно-маршевой системе холодной реактивной струи (XPC-R2 или XPC-R4) реактивную тягу синхронно вертикально вниз и после их одновременного поворота в вертикальной плоскости - горизонтально назад, размещенных в соответствующих боковых фюзеляжных обтекателях, используются совместно с парой соосных ДНВ, смонтированных в ДСНС-Х2 на вертикальном пилоне, создавая подъемную и подъемно-маршевую или маршевую тягу, соответственно при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном полете, так и парой стреловидных килей с верхними меньшими и нижними большими или с верхними большими и нижними меньшими их частями, размещенными вовнутрь к и наружу от плоскости симметрии соответственно над и под или под и над неподвижным стреловидным стабилизатором (НСС) и на концах его консолей, смонтированных положительным углом (ϕ) поперечного V по внешним бортам хвостовой балки, но и низко расположенным крылом прямой или обратной стреловидности (НКПС или НКОС), установленным с положительным углом (ϕ) поперечного V, имеющим соответствующий угол χ=+18° или χ=-18° стреловидности по передней кромке, размах в

или

раза больше диметра (D) ДНВ, развитые закрылки в его наплывах, задняя кромка которых в плане размещена параллельно только скосам плоских соплам боковых гондол, и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии короткого и вертикального взлета соответственно с винтокрыла или вертолета при максимальном или нормальном взлетном его весе в соответствующий скоростной крылатый автожир для продолжительного полета или самолет с реактивными БПС соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или несущих их дупланных лопастей-крыльев (ДЛК), когда в симметрично-синхронной ДСНС-Х2 соосные ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их верхние и нижние лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке левой и правой консолей НКПС/НКОС или по оси симметрии, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на угол 90° в горизонтальной плоскости наружу от оси симметрии лопастей-крыльев ДНВ так, что они фиксируются с прямой/обратной или нулевой стреловидностью по передним кромкам ДЛК ДНВ, образуя с НКПС/НКОС равновеликую стреловидность χ=+18°/χ=-18° или χ=0°, организуют симметричные несущие поверхности их ДЛК относительно оси симметрии и размещены в плане параллельно передней кромке НКПС/НКОС для горизонтального полета в конфигурации самолета с XPC-R2/XPC-R4 и системой бипланных разноуровневых крыльев (СБРК), преобразующей большое удлинение НКПС/НКОС с λ=11,5-13,5 до удлинения λ=8,0-9,0 СБРК, имеющей при виде спереди зафиксированные верхние и нижние ДЛК ДНВ соответственно над левой и правой консолями НКПС/НКОС, но и обратно, при этом каждое реактивное БПС, имеющее Г-образную его конфигурацию при виде спереди или сверху соответственно на режимах ВВП, зависания или горизонтального полета, выполнено с управлением вектора тяги (УВТ), причем реактивные БПС смонтированы сзади по полету от центра масс на расстоянии обратно пропорциональном между местом приложения вертикальной реактивной их тяги в системе XPC-R2 или результирующей от XPC-R4 и подъемной силы от ДНВ в ДСНС-Х2, при этом главный в ДСНС-Х2 редуктор ДНВ, размещенный спереди от центра масс, снабжен по оси симметрии выходными продольными соосными валами или задним валом, которые в системах XPC-R4 или XPC-R2 вращательно связаны с угловыми редукторами двух тандемных ВОВ или кормовым соосным редуктором двух ВСВ, которые имеют вертикальные выходные или соосные валы, направленные в одну сторону только вверх, только вниз или только вверх, только вниз или в противоположные стороны вверх и вниз, приводящие соответствующие два ВОВ или два ВСВ в соответствующих ВКО. Все это позволит увеличить показатели аэродинамических и структурных преимуществ интегральной схемы, включающей смешанное крыло с вихре образующими развитыми наплывами, имеющими угол стреловидности и атаки отличными от НКПС/НКОС, увеличивающими на больших углах атаки несущую его способность. В крейсерском полете вихре образующий наплыв, имея нулевой угол атаки, исключает тем самым дополнительное сопротивление, но и организует над его консолями симметрично-сбалансированную соответственно синхронно авторотирующую и несущую системы, первая из которых в конфигурации автожира включает многоскоростную автоматическую коробку передач, управляющую как снижением скорости вращения ДНВ до 300 мин^-1 или 100 мин^-1 так и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления двух соосных широкохордовых ДНВ на 12-15% от общего сопротивления БРСВ и возможности расчета его НКПС/НКОС на крейсерский полет с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета.Due to the presence of these signs, which will allow you to master an unmanned jet helicopter (BRSV), which in the integrated aerodynamic scheme is equipped with two gas turbine engines (GTE) installed side by side on either side of the axis of symmetry in the dorsal gondolas in pairs in front or behind the pylon or side-by-side in lateral fuselage nacelles, extended forward from the pylon of twin-screw HB (DNV) over the vortex generators integrated with the wing consoles by influxes, the front of which have an angle of greater sweep and attack and different from the wing, increase its bearing capacity at large angles of attack, forming, when viewed from above, a V-shaped configuration extending from the front edge of the wing and along the nose of the fuselage to its fairing, and equipped with the corresponding shaft outlet from their turbines or through angular gears for side gas turbine engines for power take-off through clutches to the input two shafts of the main gearbox of the DNV, redistributing the take-off power of the SU between the DNV in a twin-screw coaxial-bearing circuit (DSNS) and at least two remote coaxial x or two single-row fans (BCB or BOB), having their opposite rotation and blades with a large twist, installed in the upper aft one or two fuselage compartments, each of which is placed along the axis of symmetry, equipped with a dorsal air intake with an automatic upper longitudinal wing for free air access to one or two vertical annular fairings (EKR) and the compressed air outlet from the bottom from each along the transverse air ducts to two left and right or two left and two right sides rotary nozzles (BPS), creating reactive thrust in the corresponding lifting-marching system of a cold jet stream (XPC-R2 or XPC-R4) synchronously vertically downwards and after their simultaneous rotation in a vertical plane - horizontally back, placed in the corresponding lateral fuselage fairings, They are used together with a pair of coaxial DNVs mounted in the DSNS-X2 on a vertical pylon, creating lifting and lifting-marching or marching thrust, respectively, during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or the horizon flight, and a pair of arrow-shaped keels with upper smaller and lower large or with upper large and lower lower parts, located inward to and out of the plane of symmetry, respectively above and below or below and above the fixed swept stabilizer (HSS) and at the ends of it consoles mounted with a positive angle (ϕ) of the transverse V along the outer sides of the tail boom, but also with a low-lying wing of the forward or reverse sweep (NKPS or NKOS), installed with a positive angle (ϕ) of the transverse V having there is an angle χ = + 18 ° or χ = -18 ° of sweep along the leading edge;

or

times the DNV diameter (D), developed flaps in its influx, the trailing edge of which in plan is parallel to only the bevels of the flat nozzles of the side nacelles, and is configured to convert its flight configuration after performing short and vertical take-off from a rotorcraft or helicopter, respectively, at maximum or its normal take-off weight in the corresponding high-speed winged gyroplane for a long flight or aircraft with jet BPS, respectively, with wide-chord DNVs operating on p during their autorotation or hollow wing-blades (DLK) carrying them, when in the symmetrically synchronous DSNS-X2, the coaxial DNVs are simultaneously stopped so that when viewed from above, their upper and lower blades are pre-arranged perpendicular to the front edge of the left and right NKPS / NKOS consoles or along the axis of symmetry, they are also equipped with automatic assemblies for their synchronous folding by rotation through an angle of 90 ° in a horizontal plane outward from the axis of symmetry of the DNV wing blades so that they are fixed with forward / reverse or zero with the sweep along the leading edges of the DNV DLK, forming with the NKPS / NKOS equal to the sweep χ = + 18 ° / χ = -18 ° or χ = 0 °, they organize the symmetrical bearing surfaces of their DLK with respect to the axis of symmetry and are arranged in plan parallel to the front edge of the NKPS / NKOS for horizontal flight in the configuration of an aircraft with XPC-R2 / XPC-R4 and a biplane system of different levels of wings (RBK), which converts a large elongation of the NKPS / NKOS from λ = 11.5-13.5 to elongation λ = 8.0-9.0 RBK, which, when viewed from the front, has fixed upper and lower DLK DNV, respectively, above the left and right NKPS / NKOS, but also vice versa, with each reactive BPS having its L-shaped configuration when viewed from the front or top, respectively, under the regimes of GDP, hovering or horizontal flight, made with thrust vector control (UHT), moreover, reactive BTSs are mounted at the back along the flight from the center of mass at a distance inversely proportional between the place of application of their vertical reactive thrust in the XPC-R2 system or resulting from the XPC-R4 and the lifting force from the DNV in DSNS-X2, while the main DNV reducer in the DSNS-X2 is located in front of center m ss, is equipped along the axis of symmetry with output longitudinal coaxial shafts or a rear shaft, which in XPC-R4 or XPC-R2 systems are rotationally connected with angular gears of two tandem BOBs or aft coaxial gearbox of two BCBs, which have vertical output or coaxial shafts directed in one side only up, only down or only up, only down or in opposite directions up and down, leading the corresponding two WWII or two BCB in the corresponding aerospace defense. All this will increase the aerodynamic and structural advantages of the integrated circuit, which includes a mixed wing with a vortex forming developed influxes, having a sweep angle and attack different from NKPS / NKOS, increasing its bearing capacity at large angles of attack. In cruising flight, a whirlwind forming a influx, having a zero angle of attack, thereby eliminates additional resistance, but also organizes symmetrically balanced, respectively, synchronously autorotating and supporting systems over its consoles, the first of which in the gyroplane configuration includes a multi-speed automatic transmission, controlling how to reduce speed DNV rotation up to 300 min ^-1 or 100 min ^-1 and the angle of attack of the DNV blades, but also with the plane of their rotation, which are almost aligned with the corresponding air flow at Axes for low or high speed flights. This leads to a decrease in the rotational resistance of two coaxial wide-chord DNVs by 12-15% of the total resistance of the BRSV and the possibility of calculating its NKPS / NKOS for cruising flight with its reduced geometry, which is 2 / 3-3 / 4 of the wing dimensions of a similar jet aircraft.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения многоцелевого БРСВ с НКПС, интегрированным с вихре образующими его наплывами, Н-образным оперением, и в боковых гондолах двумя ГТД, приводящими ДНВ в ДСНС-Х2 и ВСВ в XPC-R2 с реактивными БПС, имеющими фюзеляжные обтекатели, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):The present invention of the preferred embodiment of a multipurpose MFRS with NKPS integrated with a vortex forming its influx, H-shaped plumage, and in the side gondolas by two gas turbine engines leading to the DNV in the DSNS-X2 and the BCB in the XPC-R2 with reactive BTS with fuselage fairings, is illustrated in FIG. 1 and general views from the side, top and front, respectively a), b) and c):

а) в полетной конфигурации винтокрыла КВП с НКПС, двумя ГТД, приводящими через систему трансмиссии соосные ДНВ в ДСНС-Х2 и ВСВ в XPC-R2, и отклоненными реактивными БПС вниз на угол 45° в ВКО с подъемно-маршевыми ВСВ;a) in the flight configuration of a rotary wing helicopter with an NKPS, two gas turbine engines, driving through a transmission system coaxial DNVs in DSNS-X2 and VSV in XPC-R2, and rejected reactive BPS downward by an angle of 45 ° in aerospace defense with lift-and-fly airborne forces;

б) в полетной конфигурации вертолета с НКПС и его стреловидностью χ=+18°, широкохордовыми ДНВ, вращающимися над консолями НКПС при вертикальном размещении вниз двух реактивных БПС, повышающих подъемную силу соосных ДНВ, лопасти которых показаны пунктиром и с условным размещением зафиксированных лопастей ДНВ со стреловидностью χ=+18° над консолями НКПС;b) in the flight configuration of a helicopter with NKPS and its sweep χ = + 18 °, wide-chord DNVs rotating above the NKPS consoles when two reactive BPS are vertically placed downward, increasing the lifting force of coaxial DNVs, the blades of which are shown with a dashed line and with conditional placement of fixed DNV blades with sweep χ = + 18 ° above the NKPS consoles;

в) в полетной конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета с НКПС, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая авторотирующими ДНВ или зафиксированными их ДЛК, и реактивными БПС, создающими маршевую тягу скоростного или высокоскоростного полета с условным размещением пунктиром левых и правых зафиксированных лопастей ДНВ.c) in the flight configuration of a winged gyroplane or jet aircraft with NKPS, creating a greater lift force than the lift force created by autorotating DNVs or fixed by their DLK, and jet BPS, creating a marching thrust of high-speed or high-speed flight with conditional placement of the left and right fixed blades with a dashed line DNV.

Многоцелевой БРСВ палубного или без аэродромного базирования, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДСНС-Х2 и двумя ВСВ с БПС в XPC-R2, имеет в интегральной аэродинамической схеме планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, имеющий как НКПС 2 со стреловидностью χ=+18°, вихре образующими наплывами 3, внутренними развитыми закрылками 4, внешними закрылками 5 и элеронами 6, так и Н-образное оперение с килями 7 и рулями направления 8, смонтированные на концах НСС 9 с рулями высоты 10 и имеющие спереди и сзади на нижних законцовках меньших их частей видеокамеры 11 и ИК-излучатели 12. Внешние консоли НКПС 2 выполнены (для палубного БРСВ) складывающимися вверх, имеют стреловидность χ=+18°, смонтированы с положительным углом поперечного V, имеют от передней и задней кромок соответствующие корневые наплывы 3 и 13, последние из которых имеют заднюю кромку, размещенную в плане параллельно скошенной кромке 14 сопла каждой боковой гондолы 15 с ромбовидными при виде спереди боковыми воздухозаборниками соответствующего ГТД (на фиг. 1 не показано) и имеющими передние кромки 16, которые при виде сбоку и сверху параллельно размещены соответственно передней кромке нижних и нижних частей килей 7 и задней и передней кромке наплывов 13 и 3. Консоли НСС 9 смонтированы с положительным углом поперечного V по внешним бортам хвостовой балки 17. На вертикальном пилоны 18 с верхним 19 и нижним 20 ДНВ, имеющими для полной компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение, только, соответственно по часовой и против часовой стрелки, и выполнены без автоматов перекоса с жестким креплением их лопастей, а в колонке соосных валов внутренний вал выполнен телескопическим (на фиг. 1в телескопический вал показан в нижнем положении условно пунктиром). Два ВСВ, имеющих противоположное их вращение и лопатки 21 с большой их круткой, установлены в верхнем кормовом отсеке фюзеляжа 1, размещенном по оси симметрии, снабженном надфюзеляжным воздухозаборником 22 с автоматической верхней продольной створкой 23 для свободного доступа воздуха в один ВКО 24 и выхода потока сжатого воздуха снизу из каждого по поперечным воздухоотводящим каналам 25 левое 26 и правое 27 БПС с их фюзеляжными обтекателями 28. Комбинированная СУ выполнена с отбором мощности от двух ГТД и возможностью передачи мощности от их объединяющего Т-образного в плане редуктора (на фиг. 1 не показаны) на главный соосный редуктор, который плавно ее перераспределяет между двумя ДНВ 19-20 в ДСНС-Х2 и двумя ВСВ 21 в XPC-R2 с реактивными БПС 26-27 соответственно 70% и 30% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП и зависания.The multipurpose deck-based or non-airborne AFRS, shown in FIG. 1, is made according to the DSNS-X2 concept and two BCS with BPS in XPC-R2, has an airframe made of aluminum alloys and composite carbon fiber in the integrated aerodynamic scheme, contains the fuselage 1, which has an NKPS 2 with a sweep of χ = + 18 °, a vortex-forming influx 3, by internal developed flaps 4, external flaps 5 and ailerons 6, and the H-shaped plumage with keels 7 and rudders 8 mounted at the ends of the NSS 9 with rudders 10 and having front and rear on the lower tips of the smaller parts of the camcorder 11 and IR emitters 12. External consoles H KPS 2 are made (for deck BRSV) folding upwards, have a sweep of χ = + 18 °, are mounted with a positive angle of transverse V, have corresponding root bursts 3 and 13 from the front and rear edges, the last of which have a trailing edge parallel to the plan the beveled edge 14 of the nozzle of each side nacelle 15 with diamond-shaped when viewed from the front side air intakes of the corresponding gas turbine engine (not shown in FIG. 1) and having front edges 16, which, when viewed from the side and from above, are respectively arranged front the edge of the lower and lower parts of the keels 7 and the rear and front edges of the nodules 13 and 3. The consoles of the NSS 9 are mounted with a positive angle of transverse V on the outer sides of the tail beam 17. On the vertical pylons 18 with the upper 19 and lower 20 DNV, which have full compensation of reactive torque in the GDP and freezing modes, their opposite rotation, only clockwise and counterclockwise, respectively, is made without swash plates with rigid fastening of their blades, and in the column of coaxial shafts the inner shaft is made telescopic m (FIG. 1c, the telescopic shaft is shown in the lower position conditionally with a dashed line). Two ACVs, having their opposite rotation and the blades 21 with their large twist, are installed in the upper aft compartment of the fuselage 1, placed along the axis of symmetry, equipped with a dorsal air intake 22 with an automatic upper longitudinal wing 23 for free access of air to one EKR 24 and the output of the compressed stream air from the bottom from each along the transverse air outlets 25 left 26 and right 27 BPS with their fuselage fairings 28. The combined control system is made with power take-off from two gas turbine engines and the ability to transfer power from their volume an expanding T-shaped gearbox (not shown in Fig. 1) to the main coaxial gearbox, which redistributes it smoothly between two DNV 19-20 in DSNS-X2 and two VSV 21 in XPC-R2 with reactive BPS 26-27, respectively 70 % and 30% of the take-off power of SU when fulfilling GDP and freezing.

Управление БРСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага ДНВ 19-20 и отклонением элеронов 6, рулей направления 8 и высоты 10. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 19-20 с НКПС 2 или НКПС 2 с зафиксированными ДЛК 19-20 ДНВ (см. фиг. 1б) в ССК, маршевая реактивная тяга - системой XPC-R2 через реактивные БПС 26-27 при горизонтальном их размещении, на режиме перехода - НКПС 2 с ДНВ 19-20 и БПС 26-27 с управлением вектором тяги (УВТ). После создания подъемной тяги ДНВ 19-20 в ДСНС-Х2 и БПС 26-27 в XPC-R2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при отклонении БПС 26-27 под углом 45° к горизонтали (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания реактивные БПС 26-27 с УВТ для изменения балансировки по тангажу и крену выполнены с возможностью синфазного и дифференциального их синхронного и ускоренного отклонения вперед/назад от вертикальной оси БПС 26-27 на углы ±10°. При этом управление по курсу обеспечивается дифференциальным изменением тяги верхнего 19 и нижнего 20 ДНВ в ДСНС-Х2.BRSV control is provided by the general and differential variation of the DNV pitch 19-20 and the deviation of the ailerons 6, rudders 8 and altitude 10. When cruising high-speed or high-speed flight in the configuration of a winged gyroplane or jet aircraft, the lifting force is created by autorotating DNV 19-20 with NKPS 2 or NKPS 2 with fixed DLK 19-20 DNV (see Fig. 1b) in the SSK, marching jet thrust - system XPC-R2 through reactive BPS 26-27 when they are horizontal, in the transition mode - NKPS 2 with DNV 19-20 and BPS 26-27 with VECT control thrust thrust (UHT). After creating the lifting thrust of the DNV 19-20 in DSNS-X2 and BPS 26-27 in XPC-R2, the regimes of GDP and freezing or KVP are provided when the BPS 26-27 deviates at a 45 ° angle to the horizontal (see Fig. 1a). When performing GDP and freezing, reactive BPS 26-27 with UVT for changing the pitch and roll balancing are made with the possibility of their in-phase and differential synchronous and accelerated deflection forward / backward from the vertical axis of BPS 26-27 by angles of ± 10 °. At the same time, course control is provided by differential change in thrust of the upper 19 and lower 20 DNVs in DSNS-X2.

После вертикального взлета и набора высоты и для перехода на самолетный режим полета ДНВ 19-20 синхронно останавливаются так, что их лопасти предварительно размещены при виде сверху перпендикулярно передней кромке НКПС 2 или параллельно оси симметрии и снабжены автоматическими узлами складывания их лопастей, которые затем синхронно поворачивают наружу от оси симметрии лопасти-крылья ДНВ 19-20 на угол 90° так, что их ДЛК зафиксированы с прямой или нулевой стреловидностью по передним их кромкам, образуя равновеликую стреловидность χ=+18° с НКПС или χ⁼0° в СБРК (см. фиг. 1в). При создании реактивной тяги двумя БПС 26-27 с УВТ производится высокоскоростной крейсерский полет БРСВ, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 8. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 10 НСС 9 и элеронов 6 НКПС 2.After vertical take-off and climb and to switch to aircraft flight mode, DNV 19-20 synchronously stop so that their blades are pre-placed when viewed from above perpendicular to the front edge of NKPS 2 or parallel to the axis of symmetry and equipped with automatic nodes for folding their blades, which then rotate synchronously outward from the axis of symmetry of the blades-wings of the DNV 19-20 at an angle of 90 ° so that their DLK are fixed with a straight or zero sweep along their front edges, forming an equal sweep of χ = + 18 ° with NKPS or χ ⁼ 0 ° in RRBC (see Fig. 1B). When creating reactive thrust with two BPS 26-27 with UHT, a high-speed cruise flight BRSV is performed, in which the directional control is provided by rudders 8. The longitudinal and lateral control in this case is carried out by in-phase and differential deviation respectively of elevators 10 of HCC 9 and ailerons 6 of NKPS 2.

Таким образом, многоцелевой БРСВ с двухдвигательной СУ и XPC-R2, имеющий для создания вертикальной или горизонтальной тяги два ВСВ с реактивными БПС и УВТ, но и подъемной тяги и силы в ДСНС-Х2 с работающими ДНВ и зафиксированными их ДЛК, представляет собой конвертоплан с НКПС и Н-образным оперением, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы ДНВ. При широком использовании в СУ БРСВ высотных ГТД и, особенно, имеющиеся конструкции турбин ТРДД в ВСВ и узлов поворота сопел с ТРДД мод. Р-28-300В в реактивных БПС позволит весьма сократить сроки их освоения.Thus, a multi-purpose BRSV with a twin-engine SU and XPC-R2, having for the creation of vertical or horizontal thrust two ASV with reactive BPS and UVT, but also lifting thrust and force in DSNS-X2 with working DNV and their fixed FLC, is a tiltrotor with NKPS and N-shaped plumage, changing its flight configuration only due to a change in the working conditions of the DNV. With the widespread use of high-altitude gas turbine engines in the control system for high-pressure turbine engines and, especially, the existing turbine turbojet turbine engine design in high-speed turbine engines and nozzle turning units with turbofan engines. R-28-300V in jet BPS will greatly reduce the time for their development.

Несомненно, с течением времени широкое использование концепции ДСНС-Х2 совместно с XPC-R2 с двумя ВСВ и его реактивными БПС позволит добиться повышения скорости и дальности полета палубного БРСВ в сравнении с палубным конвертопланом модели V-22 «Osprey», что немаловажно для без аэродромного базирования освоения и высокоскоростного реактивного самолета-вертолета (ВРСВ), снабженного в СУ двумя вертолетными ГТД модели ТВ7-117В мощностью по 2800 л.с.Undoubtedly, over time, the widespread use of the DSNS-X2 concept in conjunction with the XPC-R2 with two aircrafts and its reactive BPS will allow to increase the speed and range of the deck-based ASBM in comparison with the Osprey model V-22 deck convertiplane, which is important for without an aerodrome based development and high-speed jet helicopter aircraft (VRSV), equipped in SU two helicopter gas turbine engines model TV7-117V with a capacity of 2800 hp

Использование последних, особенно, в многоцелевом ВРСВ-3,4 позволит при взлетном его весе 12,32 тонны и удельной нагрузке на мощность 2,2 кг/л.с. увеличить при выполнении ВВП в 1,41 раза целевую нагрузку (ЦН) в сравнении с конвертопланом V-22 Osprey (его ЦН=2,4 тонны), повысить в 3,33 раза топливную эффективность (до 28,56/28,49 г/пас⋅км), но и достичь дальности полета до 2100 или 4158 км соответственно со скоростью 540 км/ч или 700 км/ч при крейсерском полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета с зафиксированными ДЛК его ДНВ.The use of the latter, especially in the multi-purpose VRVS-3.4, will allow it to have a take-off weight of 12.32 tons and a specific load of 2.2 kg / hp. increase GDP at 1.41 times the target load (CN) in comparison with the V-22 Osprey tiltrotor (its CN = 2.4 tons), increase fuel efficiency by 3.33 times (up to 28.56 / 28.49 g / pass), but also achieve a flight range of up to 2100 or 4158 km, respectively, at a speed of 540 km / h or 700 km / h during cruise flight in the configuration of a winged gyroplane or jet aircraft with fixed DLK of its DNV.

Claims

1. An unmanned airliner-helicopter having powerplant (SU) engines transmitting torque through the main gearbox and connecting shafts to the rotors (HB), tail unit and three-leg retractable landing gear, characterized in that it is equipped with an integrated aerodynamic design two gas turbine engines (GTE) mounted side by side on both sides of the axis of symmetry in the dorsal gondolas in pairs in front of or behind the pylon or side-by-side in the side fuselage nacelles, carried forward from the pylon of the twin-screw of the NW (DNV) over the vortex-forming influx integrated with the wing consoles, the front ones of which have a greater sweep angle and attack angle other than the wing, increase its bearing capacity at large angles of attack, forming a V-shaped configuration extending from the leading edge when viewed from above wing along the nose of the fuselage to its fairing, and equipped with the appropriate output of the shafts from their turbines or through angular gears for side gas turbine engines for power take-off through clutches to the input two shafts of the main gearbox DNV, redistributing the take-off power of the SU between the DNV in a twin-screw coaxial-bearing circuit (DSNS) and at least two remote coaxial or two single-row fans (VSV or WWII), having their opposite rotation and blades with a large twist, installed in the upper aft one or two compartments of the fuselage, each of which is placed along the axis of symmetry, is equipped with a dorsal air intake with an automatic upper longitudinal wing for free access of air to one or two vertical annular fairings (AEC) and the flow of compressed air from below from each along the transverse air exhaust channels to two left and right or two left and two right side rotary nozzles (BPS), creating a reactive jet-jet cold jet (XPC-R2 or XPC-R4) thrust synchronously vertically downward and after their simultaneous rotation in a vertical plane - horizontally back, placed in the corresponding lateral fuselage fairings, are used in conjunction with a pair of coaxial DNV mounted in the DSNS-X2 on a vertical pylon, creating lifting and lifting-marching or marching thrust, respectively, during vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) or horizontal flight, and a pair of arrow-shaped keels with upper smaller and lower large or upper large and lower smaller parts placed inward to and out of the plane of symmetry, respectively above and below or below and above the fixed swept stabilizer (HSS) and at the ends of its consoles mounted by a positive angle (ϕ) of the transverse V along the outer sides of the tail boom, but also low aspolozhennym wing forward or reverse sweep (or EQS NKPS) mounted with a positive angle (φ) transverse V, having a corresponding angle χ = + 18 ° or -18 ° χ = the leading edge sweep, a sweep of

or

times the DNV diameter (D), developed flaps in its influx, the trailing edge of which in plan is parallel to only the bevels of the flat nozzles of the side nacelles, and is configured to convert its flight configuration after performing short and vertical take-off from a rotorcraft or helicopter, respectively, at maximum or its normal take-off weight in the corresponding high-speed winged gyroplane for a long flight or aircraft with jet BPS, respectively, with wide-chord DNVs operating on p during their autorotation or hollow wing-blades (DLK) carrying them, when in the symmetrically synchronous DSNS-X2, the coaxial DNVs are simultaneously stopped so that when viewed from above, their upper and lower blades are pre-arranged perpendicular to the front edge of the left and right NKPS / NKOS consoles or along the axis of symmetry, they are also equipped with automatic assemblies for their synchronous folding by rotation through an angle of 90 ° in a horizontal plane outward from the axis of symmetry of the DNV wing blades so that they are fixed with forward / reverse or zero with the sweep along the leading edges of the DNV DLK, forming with the NKPS / NKOS equal to the sweep χ = + 18 ° / χ = -18 ° or χ = 0 °, they organize the symmetrical bearing surfaces of their DLK with respect to the axis of symmetry and are arranged in plan parallel to the front edge of the NKPS / NKOS for horizontal flight in the configuration of an aircraft with XPC-R2 / XPC-R4 and a biplane system of different levels of wings (RBK), which converts a large elongation of the NKPS / NKOS from λ = 11.5-13.5 to elongation λ = 8.0-9.0 RBK, which, when viewed from the front, has fixed upper and lower DLK DNV, respectively, above the left and right NKPS / NKOS, but also vice versa, with each reactive BPS having its L-shaped configuration when viewed from the front or top, respectively, under the regimes of GDP, hovering or horizontal flight, made with thrust vector control (UHT), moreover, reactive BTSs are mounted at the back in flight from the center of mass at a distance inversely proportional between the place of application of their vertical reactive thrust in the XPC-R2 system or resulting from the XPC-R4 and the lifting force from the DNV in DSNS-X2, while the main DNV reducer in the DSNS-X2 is located in front from the center of m ass, is equipped along the symmetry axis with output longitudinal coaxial shafts or a rear shaft, which in the XPC-R4 or XPC-R2 systems are rotationally connected to the angular gears of two tandem BOBs or aft coaxial gearbox of two BCBs that have vertical output or coaxial shafts directed in one side only up, only down or only up, only down or in opposite directions up and down, leading the corresponding two WWII or two BCB in the corresponding aerospace defense.

2. An unmanned jet helicopter according to claim 1, characterized in that the highly located tail boom, having a horizontal ellipsoid horizontal cross section with a concave lower surface to its tail fairing along the entire fuselage width and smoothly formed from the dorsal fairing of the BCB or WWII fairings in XPC-R2 or XPC-R4, while in terms of GDP and freezing, each gas turbine engine is made with elements of digital program control, combining in the dual-mode regulation and control system its simultaneous mode work both when taking 70% or 75% of its free power to the drive of the said DNVs, and with a balanced distribution of 30% or 25% of the residual power to the drive of the two said air-force or WWII, creating a stream of compressed air distributed between the corresponding reactive BPS in the East Kazakhstan region having in each pair a transverse shaft with hydraulic drive for their simultaneous deflection of two or four BPS in longitudinal vertical planes parallel to the plane of symmetry, at an angle of up to 100 ° down or back up, respectively, in the modes GDP, hovering or horizontal flight, between the low and high pressure compressors (KVD and KVD) for power takeoff, said average output of the radial shaft directed to the axis of symmetry and transmitting from the KVD shaft mounted coaxially and inside the KVD shaft and driven by the low pressure turbine, by means of a bevel gear transmission through the clutch, free power from the aforementioned dorsal or lateral GTEs to only one front, only rear or central unifying T-shaped gearbox in terms of longitudinal along the axis of symmetry, the output shaft of which is mentioned by the main gearbox, with forward and reverse sweep, the front edge of each side GTE air intake of both the left and right of these engines is placed in plan parallel to the rear and front edges of the NKPS / NKOS flows, and the left and only the right side engines are placed when viewed from the side parallel to the front edge of the upper and lower parts of the keel of the NSS, respectively, moreover, in the regimes of GDP and hovering, full compensation of the reactive cr torque in the mentioned DSNS-X2 and the change in the course balancing from working DNVs made without a swash plate and with rigid fastening of their blades is provided respectively by differential changes in the thrust of two DNVs and the opposite direction of rotation of the upper and lower DNVs, only clockwise and counterclockwise moreover, when performing GDP and freezing, the aforementioned reactive BTSs with UVT for changing the pitch and roll balancing, respectively, are made with the possibility of their in-phase and differential synchronously accelerated deflection forward / backward from the vertical axis of the BPS by angles of ± 10 °, while the main DNV gearbox has an internal telescopic shaft in the column of coaxial shafts, and the column itself is deflected backward from the vertical by an angle equal to or equal to 1/2 of the angle (ϕ) of the transverse V of said NKPS / NKOS, moreover, the incoming flow at vertical and horizontal flight modes meet respectively the leading edges of the advancing blades of the said coaxial DNVs and their mentioned DLKs, while front and rear on the lower endings of said portions of each fin are the camcorder and IR emitters, and the fade NKPS / NACA - compartments arms with sliding triggering devices.

3. An unmanned jet helicopter according to claim 1, characterized in that for high-speed horizontal flight in the configuration of the aircraft, reaching marching thrust-weight ratio of 0.22-0.37, 36-72% of the power from two gas turbine engines is used only to drive the aforementioned VSV with disconnected DNV from the drive, while DNV in a symmetrically balanced carrier and synchronously autorotating system, which includes an automatic gearbox in the main gearbox with coaxial output shafts for DNV, each of which creates two streams: the first - the main the issuance of the appropriate power from the SU engines and the creation of lifting force from the DNV, the second is cruising in the configuration of a winged gyroplane with the reception of power from the autorotation of each DNV to its corresponding stage, disconnecting the corresponding DNV from the SU engines, driving the generator and controlling the synchronous reduction and speed of their rotation, for example, up to 300 min ^-1 or 100 min ^-1 , and the angle of attack of the blades of autorotating DNV, providing a share of a 1 / 3-1 / 4 times increase in the required lifting force NKPS / NKOS, but also by the plane of rotation of the DNV blades which are almost aligned with the corresponding airflow at speeds for low- or high-speed flight, leading to a corresponding 2.75-fold reduction in the total drag profile of the DNV blades and the possibility for cruise flight modes to calculate NKPS / NKOS with its reduced geometry, creating 2/3 -3/4 lift force NKPS / NKOS from the corresponding wing of a similar jet aircraft.