RU2629478C2 - High-speed helicopter with propulsion-steering system - Google Patents
High-speed helicopter with propulsion-steering system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2629478C2 RU2629478C2 RU2016105607A RU2016105607A RU2629478C2 RU 2629478 C2 RU2629478 C2 RU 2629478C2 RU 2016105607 A RU2016105607 A RU 2016105607A RU 2016105607 A RU2016105607 A RU 2016105607A RU 2629478 C2 RU2629478 C2 RU 2629478C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- main
- shaped
- flight
- screws
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Toys (AREA)
- Retarders (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных вертолетов, имеющих одновинтовую схему, несущий винт которой обеспечивает только вертикальную тягу и смонтирован на вертикальной опоре, установленной от главного редуктора до обтекателя высокорасположенного стреловидного крыла, образующего с нижним крылом обратной стреловидности биплан с Х-образной конфигурацией в плане, но и переднюю на концах нижнего крыла двухвинтовую движительно-рулевую систему, включающую рулевые левый и правый меньшие винты в кольцевых каналах, имеющих на выходе развитые горизонтальные рули.The invention relates to the field of aviation technology and relates to the creation of high-speed helicopters having a single-rotor circuit, the main rotor of which provides only vertical thrust and is mounted on a vertical support mounted from the main gearbox to the fairing of the highly located swept wing, which forms an X-shaped biplane with the lower wing of the reverse sweep configuration in plan, but also the front at the ends of the lower wing twin-screw propulsion system, including steering left and right smaller screws in rotating arm channels, with output developed hydroplanes.
Известен экспериментальный скоростной вертолет "Sikorsky Х2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими и задним толкающим винтами, имеет силовую установку с турбовальным двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным двухкилевым оперением, смонтированным на консолях горизонтального оперения, трехопорное убирающееся колесное шасси, с кормовой вспомогательной и главными боковыми опорами.Known experimental high-speed helicopter "Sikorsky X2" company Sikorsky (USA), made according to the twin-screw design with coaxial main and rear thrust propellers, has a power plant with a turboshaft engine that transmits torque through the main gearbox and the transmission connecting shaft system to the coaxial and rear pusher screws, the last of which is installed at the end of the tail boom behind the vertical two-keel plumage mounted on the horizontal plumage consoles, a three-leg retractable retractable wheel chassis, stern auxiliary and main lateral supports.
Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1340 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим винтам диаметром 8,05 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 1,66 м, обеспечивающими как вертикальный взлет/посадку (ВВП), так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при непродолжительном времени висения достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 3600 кг. Скоростной вертолет "Sikorsky Х2", имея крейсерскую скорость полета до 463 км/ч, дальность полета до 1300 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 5…6 человек.Signs that coincide - the presence of a two-tail plumage, a turbocharged engine of the LHTEC T800 model with a capacity of 1340 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to a four-blade coaxial rotors with a diameter of 8.05 m and a six-blade pushing screw with a diameter of 1.66 m, providing both vertical take-off / landing (GDP), and its progressive horizontal high-speed flight. The rotation of the coaxial rotors is synchronizing and oppositely directed. Take-off thrust-weight ratio of the power plant, which allows for a short hanging time to reach a payload of 1000 kg with a take-off weight of 3600 kg. High-speed helicopter "Sikorsky X2", having a cruising flight speed of up to 463 km / h, a range of up to 1300 km and a practical ceiling of 7200 m, can be used for transporting 5 ... 6 people.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что вес заднего винта вместе с двухкилевым оперением и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Кроме того, техническая сложность размещения над соосными несущими винтами верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность безопасного использования средств спасения на парашюте без соприкосновения его строп с лопастями несущих винтов. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и осложняет из-за заднего расположения на конце хвостовой балки тягового винта выполнение технологии короткого взлета/посадки (КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).Reasons that impede the task: the first is that a helicopter with a propeller of a twin-screw coaxial scheme and with a rear thrust propeller, used only in cruising flight modes, which increases the parasitic mass when performing GDP and reduces the weight return and radius of action. The second one is that the weight of the rear rotor, together with the twin-tail plumage and the rear rotor transmission units, amounts to 12-15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The third one is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of the lower one significantly complicates their design, and the constant vibrations arising from the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth is that the coaxial arrangement of the screws creates a harmful blowing of the lower rotor by the upper one, complicates the reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of basing. The fifth is that in a helicopter of a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors, which in some cases can lead to their overlap. In addition, the technical complexity of placing the upper wing above the coaxial rotors with an angle (ψ> 0) of the transverse V precludes the safe use of rescue equipment by parachute without the contact of its lines with rotor blades. All this provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the speed and flight range, indicators of transport and fuel efficiency, but also complicates the short take-off / landing (KVP) technology at the end of the tail rotor tail beam, but also short take-off and vertical landing (KVVP).
Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высокорасположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет силовую установку с двумя двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента, вертикальное двухкилевое оперение, установленное на концах стабилизатора, и трехопорное убирающееся колесное шасси.Known high-speed hybrid helicopter "Eurocopter X3" (EU), made by X3 technology with a tiered arrangement at the ends of a high wing of a twin-screw propulsion-steering system and above it a rotor, has a power plant with two engines that transmit torque through the main gearbox and connecting shafts on the main rotor mounted deflected forward along the flight, and the pulling screws, which, when hovering and control in the direction with torque compensation, create a vertical two-gauge tail mounted on to ntsah stabilizer, and tricycle retractable wheeled undercarriage.
Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с, более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС 155 с рядом агрегатов от ЕС 175, 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 ЕС 155 на 30%.Signs of coincidence 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 transmission of shafts with a total length of 10.82 m, transmitting power to the main and front pulling screws. The rotor with a swash plate with control of the general and cyclic changes in its pitch is designed to create lift, and translational motion in high-speed flight is provided by pulling screws, which also prevent the helicopter from rotating in hovering mode while compensating for the reactive moment that occurs when the rotor rotates. Rotation of the main and front two screws is synchronizing. The Eurocopter X3 high-speed hybrid helicopter, made on the platform of an EU 155 model helicopter with a number of units from the EU 175, is equipped with a wing, which, having a large negative transverse V, reduces the load on the main rotor and provides up to 80% of the total lifting force during horizontal flight and allows you to fly 50% faster and higher than modern classic helicopters, reach speeds of up to 430 km / h, range of up to 1248 km and have a practical ceiling of 7600 m for 16 people with a fuel efficiency of 80.67 g / pass пkm (s taking into account the fuel reserve for complements the 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 of the EU 155 model 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.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является вертолет-самолет-амфибия [патент RU 2310583 от 15.11.2005], содержащий на пилоне несущий винт и под ним с ярусным расположением тянущие винты в кольцевых каналах, установленных на поворотных консолях крыла, имеет силовую установку, включающую два двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, и тянущие винты, создающие при висении подъемную силу и управление по крену, газовые струйные рули путевого и продольного управления, размещенные на конце хвостовой балки за хвостовым оперением, и трехопорное убирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is a helicopter-amphibious aircraft [patent RU 2310583 from 11/15/2005], containing the rotor on the pylon and below it with a tiered arrangement pulling screws in the annular channels mounted on the rotary wing consoles, has a power plant including two engines transmitting torque through the main gearbox and connecting shafts to the main rotor mounted deflected forward in flight, and the pulling screws that create lifting power and roll control, gas jet rudders and a longitudinal control, placed at the end of the tail boom of the tail, and tricycle retractable wheeled undercarriage.
Признаки, совпадающие - наличие на пилоне двухлопастного несущего винта, имеющего шумопонижающие стреловидные законцовки отогнутые вниз и противоположную сторону его вращения, и под ним на поворотных консолях высокорасположенного крыла, имеющих диапазон поворота от -5° до+95°с двумя тянущими винтами в кольцевых каналах, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением на угол 90° - вертикальную тягу или наклонную тягу - на угол 30° соответственно при выполнении ВВП и КВП, но и КВВП с перегрузочным взлетным весом и оснащенных в их центре редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым турбовальыми двигателями, которые снабжены газоотводящими системами для газовых струйных рулей путевого и продольного управления, смонтированных на конце хвостовой балки.Signs coinciding - the presence on the pylon of a two-bladed main rotor with noise-reducing swept tips bent down and the opposite side of its rotation, and under it on the rotary consoles of the high wing with a rotation range from -5 ° to + 95 ° with two pulling screws in the annular channels creating horizontal and their corresponding deviation by an angle of 90 ° - vertical thrust or inclined draft - by an angle of 30 °, respectively, when fulfilling GDP and KVP, but also KVVP with reloading take-off weight and equipped in their center Center gearboxes screws. The latter are connected by connecting shafts to the main gearbox driven by turboshaft engines, which are equipped with gas exhaust systems for gas jet rudders of directional and longitudinal control mounted on the end of the tail boom.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что ярусное расположение двух винтов в кольцевых каналах на поворотных консолях высокорасположенного крыла с углом (ψ=0) поперечного V и над ними несущего винта предопределяет увеличение его габаритных размеров по высоте, затрудняющих его базирование. Это также приводит и к уменьшению габаритных размеров поворотных кольцевых каналов и, как следствие, винты выполнены небольшого диаметра. Поэтому при создании ими вертикальной тяги, образуя малую ометаемую площадь, вызывают значительную нагрузку на нее и большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, ухудшающего взаимовлияние винтов, особенно работающих по тянущей схеме и при одинаковом направлении вращения несущего и тянущих консольных винтов. Вторая - это то, что винты, смонтированные на поворотных консолях высокорасположенного крыла в кольцевых каналах, имеют близкое расположение их линий вертикальной тяги от центра масс, что осложняет поперечную управляемость как на вертолетных, так и на переходных режимах полета. Третья - это то, что турбовальные двигатели снабжены газовыми рулями путевого и продольного управления. Подобная схема увеличивает сложность и массу конструкции, приводит к необходимости увеличения длины хвостовой балки с газоотводящей удлинительной сопловой трубкой и к взаимовлиянию путевого и продольного управления, приводящие к запаздыванию путевого управления на 0,5-1 секунды по сравнению с управлением рулевым винтом. Кроме того непроизводительные затраты мощности, требуемые для парирования реактивного крутящего момента несущего винта реактивными соплами составляют 8-10% от мощности силовой установки. Все это ограничивает возможность повышения путевой и продольной управляемости и, следовательно, сверхманевренности при висении, а также дальнейшего повышения взлетного веса и полезной нагрузки, дальности полета и показателей транспортной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the tiered arrangement of two screws in the annular channels on the rotary consoles of the high wing with an angle (ψ = 0) of the transverse V and the rotor above them determines an increase in its overall dimensions in height, making it difficult to base it. This also leads to a decrease in the overall dimensions of the rotary annular channels and, as a result, the screws are made of small diameter. Therefore, when they create a vertical thrust, forming a small swept area, they cause a significant load on it and a high velocity of the air flow that is rejected from the surface, which worsens the mutual influence of the screws, especially those working according to the pulling pattern and with the same direction of rotation of the main and pulling console screws. The second is that the screws mounted on the rotary consoles of the high wing in the annular channels have a close arrangement of their vertical thrust lines from the center of mass, which complicates lateral controllability in both helicopter and transitional flight modes. The third is that turboshaft engines are equipped with gas rudders for track and longitudinal control. Such a scheme increases the complexity and weight of the structure, leads to the need to increase the length of the tail boom with a gas exhaust extension nozzle tube and to the mutual influence of the directional and longitudinal control, leading to the delay of the directional control by 0.5-1 seconds compared to the control of the tail rotor. In addition, the unproductive power consumption required to counter the rotational torque of the rotor by the jet nozzles is 8-10% of the power of the power plant. All this limits the possibility of increasing the directional and longitudinal controllability and, therefore, over-maneuverability when hovering, as well as a further increase in take-off weight and payload, flight range and indicators of transport efficiency.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном вертолете-самолете-амфибии упрощения конструкции и исключения как узлов поворота консолей крыла с кольцевыми каналами, так и газовых струйных рулей продольного и путевого управления, увеличения полезной нагрузки, улучшения весовой отдачи и уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении, улучшения поперечной и продольной управляемости, повышения дальности полета, но и показателей транспортной и топливной эффективности, а также повышения безопасности.The proposed invention solves the problem in the aforementioned known amphibious helicopter-aircraft, simplifying the design and eliminating both the turning nodes of the wing consoles with annular channels, and gas jet rudders of longitudinal and directional control, increasing the payload, improving the weight efficiency and reducing the required power for travel balancing when hanging, improve lateral and longitudinal controllability, increase flight range, but also indicators of transport and fuel efficiency, as well as increase safety awns.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного вертолета-самолета-амфибии, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку при горизонтальном скоростном полете ненагруженного (авторотирующего) или вращающегося на режиме близком к самовращению несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе стреловидного трапециевидного крыла (СТК), образующего с упомянутым крылом, выполненным в виде прямого крыла обратной стреловидности (КОС), как бы схему биплан с высокорасположенными крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего КОС и верхнего СТК от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передним их кромкам χ=-25° и χ=+25°, образующим с разнонаправленной стреловидностью Х-образную в плане конфигурацию, но и концепции переднего размещения движительно-рулевой системы (ДРС) с винтами в упомянутых кольцевых каналах, обеспечивающей и при висении, и горизонтальном поступательном скоростном полете как пропульсивными левым и правым меньшими винтами, создающими разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего управления по курсу и компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и, не изменяя балансировки по курсу, интенсивной обдувкой после дифференциального и синфазного отклонения развитых элевонов нижнего КОС, изменяющих соответственно поперечную и продольную балансировки, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса меньшего винта от центра каждого кольцевого канала и имеющих отогнутые их концы к центру последнего, жестко смонтированного на стреловидной концевой части КОС, имеющей размах равный наружному радиусу кольцевого канала, при этом нижнее КОС, имеющее отрицательный угол (ψ=10°) поперечного V, снабжено по всему его размаху односекционными закрылками, имеющими корневую хорду в 19/11 раза больше концевой хорды и возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении и образующими при максимальном их отклонении как бы нижнее КОС "обратного сужения", создающего в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущего винта возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем каждая консоль верхнего СТК, имеющего положительный угол (ψ=+10°) поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде цельно-поворотного трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоских шайб и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от СТК при вертикальном взлете/посадке и висении и снабженными возможностью их дифференциального отклонения в вертикальной плоскости, изменяя при этом углы их атаки, в свою очередь, образуют разновеликие подъемные силы на концах СТК и, как следствие, происходит только при висении поперечное совместное управление с соответствующим отклонением элевонов КОС, при этом каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайб в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль второго крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют среднюю аэродинамическую хорду (САХ), в их сборке равную 15/16 от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла, причем в несущей схеме с ДРС, имеющей в каждом кольцевом канале КОС флюгерно-реверсивные меньшие винты, вынесенные к передней и задней кромкам кольцевого канала, образующего с нижним КОС в точках их соприкосновения совместную удобообтекаемую конструкцию, и установленные тандемом с взаимно противоположным вращением тянущего и толкающего меньших соосных винтов, и перераспределяющей при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки (СУ) соответственно главным и промежуточными редукторами на несущий винт и ДРС с соосными винтами соответственно 85% и 15% от располагаемой взлетной ее мощности, а 15% мощности из последних, в свою очередь, распределяются поровну между двух пар многолопастных соосных винтов с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, а при создании ими маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой соосных винтов в кольцевых каналах, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через поперечные V-образные как в плане, так и в поперечной плоскости выходные валы главного редуктора посредством консольных Т-образных в плане редукторов соосных винтов, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный редуктор на несущий винт, но и обратно, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбовальных двигателей (ТВаД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту и группе меньших соосных винтов в кольцевых каналах посредством соответственно вертикального выходного вала верхнего уровня главного редуктора и поперечными выходными валами нижнего уровня, имеющими выходные угловые редукторы, обеспечивающие соответствующие перегибы в поперечной плоскости с левым и правым соединительными валами, образующими с соответствующими Т-образными консольными редукторами соосных винтов как бы Н-образную с V-образной в плане перемычкой трансмиссию ДРС, причем входные валы среднего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТВаД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТВаД и один любой в случае его отказа или оба ТВаД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки, при этом в последнем случае автоматическая установка лопастей несущего винта и соосных меньших винтов обеспечивается соответственно в авторотирующее и флюгерное положение с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как закрылок нижнего КОС, так и синфазным отклонением вниз его нижних и верхних элевонов, а для повышения безопасности каплевидный обтекатель верхнего СТК, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе.The distinguishing features of the present invention from the above-mentioned known amphibious helicopter-plane, which is closest to it, are the fact that it is made using multi-mode aerodynamic control technology, which provides ultra-maneuverability and balancing of pitch, roll and heading with reactive torque compensation by different-sized propellers, and a biplane scheme that creates distributed unloading during horizontal high-speed flight of unloaded (autorotating) or rotating at close to rotor self-rotation without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades mounted on a support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the main rotor gearbox, and the upper one is centered relative to its shaft by means of a bearing assembly in such a way that the upper part of the hollow support protruding from the shaft is fixed in a teardrop-shaped fairing of the swept trapezoidal wing (STK), forming with the aforementioned wing, made in the form of a direct wing of reverse sweep (CBS), like a biplane with highly extended wings of great elongation and the removal of the end chords of the lower CBS and the upper CTK from their root chords back and forth in flight, respectively, with sweep along their front edges χ = -25 ° and χ = + 25 °, forming an X-shaped configuration with multidirectional sweep, but also the concept of the front placement of the propulsion-steering system (DRS) with screws in the said annular channels, which ensures that when hanging, horizontal translational high-speed flight with both propulsive left and right smaller propellers that create equally large and equal thrusts for appropriate heading control and compensation of the reactive moment that occurs when the rotor rotates, and without changing the heading balance, intensive blowing after the differential and common-mode deviations developed elevons of the lower CBS, respectively changing the transverse and longitudinal balancing, installed at the output from below and from above by half the radius a smaller screw from the center of each annular channel and having their ends bent to the center of the latter, rigidly mounted on the arrow-shaped end part of the CBS having a span equal to the outer radius of the annular channel, while the lower CBS having a negative angle (ψ = 10 °) of the transverse V is equipped over its entire scope, single-section flaps with a root chord are 19/11 times larger than the end chord and the possibility of their deflection by angles of 20 ° / 40 ° and 75 °, respectively, during take-off / landing with a short take-off / mileage and vertical take-off, landing or hanging and forming with their maximum deviation, as it were, the lower KOS of the “reverse constriction”, which creates in the zone of maximum inductive air flow velocities from the rotor the possibility of reducing by 8% the loss of lift from blowing the KOS consoles and preventing the backflow of air flow, moreover each console of the upper STK, having a positive angle (ψ = + 10 °) of transverse V and a convex-concave profile, is equipped with a corresponding end part made in the form of an integral-rotary three-element about a cutting device with bearing surfaces mounted between its inner and end flat washers and providing, when vertically blown by an axial air flow from the rotor, an increase in the lifting force coefficient from the STK during vertical take-off / landing and hover and provided with the possibility of their differential deviation in the vertical plane, changing the angles of attack, in turn, form different-sized lifting forces at the ends of the STK and, as a result, only when the transverse joint hangs control with a corresponding deviation of the CBS elevons, while each cutting device is made in the form of three wings of varying width, having an asymmetric plano-convex profile and mounted between the inner and end washers in the assembly with overlapping each trailing edge of the subsequent front one so that, repeating the convex the concave profile of the second wing with two equal slotted passages form the middle aerodynamic chord (SAX), in their assembly equal to 15/16 of the sum of the actual SAX of their three wings, the anterior e and the rear of which are made equal in width and with a smaller MARX, having a value of 3/4 of the MARS of the middle wider wing, moreover, in the carrier circuit with DLS, with small vane-reversing small screws made to the front and the rear edges of the annular channel, forming a joint streamlined design with the lower CBS at the points of contact, and installed in tandem with the mutually opposite rotation of the pulling and pushing smaller coaxial screws, and redistributing during vertical take-off / p upset and hovering, the power of the engines of the power plant (CS), respectively, by the main and intermediate gearboxes for the main rotor and DLS with coaxial rotors, respectively 85% and 15% of its available take-off power, and 15% of the latter, in turn, are distributed equally between the two pairs of multi-blade coaxial screws with a large twist of their saber-shaped blades, like a fan, and when they create a marching thrust for horizontal progressive high-speed cruising flight, providing both the third largest and second middle, one or the first lower speed, respectively, after both vertical or short take-off in the flight configuration of the helicopter and the winged gyroplane or rotorcraft in its
Кроме того, с целью уменьшения аэродинамического сопротивления упомянутый пилон несущего винта, имеющий каплевидную форму в плане и при виде сбоку трапециевидную конфигурацию с обратной стреловидностью, при этом фюзеляж, имеющий основной силовой элемент в виде коробчатой балки, изготовленной из композиционных материалов, снабжен центральным основным топливным баком и с внешней стороны на балку закреплены все основные узлы и агрегаты, закрытые прикрепленными крупноразмерными панелями, формирующими внешний его контур в виде граненной формы фюзеляжа с наклонными поверхностями, имеющими радиопо-глощающие покрытия, а втулки бесшарнирного несущего винта и выходная часть полого вала, проходящая до обтекателя СТК, снабжены соответственно удобообтекае-мыми и стреловидными при виде сбоку обтекателями, причем с целью уменьшения инфракрасного излучения от работающих двигателей упомянутая система, отводящая горячие выхлопные их газы, размещена по внешним бортам хвостовой балки таким образом, что когда горячие газы смешиваются с забортным воздухом и выбрасываются охлажденными через ряд боковых щелей вдоль всей ее длины и, тем самым, уменьшая сопротивление хвостовой балки за счет эффекта отсоса пограничного слоя, улучшают ее обтекание и исключают резонансные ее колебания совместно с U-образным оперением, имеющим стреловидный стабилизатор с верхними килями большего удлинения, отклоненными по дуге наружу от плоскости симметрии и снабженными нижними килями меньшего удлинения, отклоненными с плавным их сопряжением от верхних килей наружу, образуя две боковые V-образные поперечные конфигурации.In addition, in order to reduce aerodynamic drag, said rotor pylon having a teardrop shape in plan and side view of a trapezoidal configuration with reverse sweep, while the fuselage having a main power element in the form of a box beam made of composite materials is equipped with a central main fuel the tank and from the outside to the beam are fixed all the main components and assemblies, closed with attached large-sized panels, forming its external contour in the form of a faceted the fuselage forms with inclined surfaces having radar absorbing coatings, and the sleeveless rotor hubs and the output part of the hollow shaft extending to the STK fairing are equipped with conveniently streamlined and swept fairings when viewed from the side, and to reduce infrared radiation from working engines, the aforementioned a system that exhausts their hot exhaust gases is located on the outer sides of the tail boom in such a way that when hot gases are mixed with outside air and emitted chilled through a series of side slots along its entire length and, thereby, reducing the resistance of the tail boom due to the effect of suction of the boundary layer, improve its flow around and exclude its resonant vibrations together with a U-shaped plumage having an arrow-shaped stabilizer with upper keels of greater elongation, deflected in an arc outward from the plane of symmetry and equipped with lower keels of lesser elongation, deviated with their smooth mating from the upper keels to the outside, forming two lateral V-shaped transverse configurations.
Благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого изобретения от указанного выше известного вертолета-самолета амфибии, наиболее близкого к нему, является то, что возможно реализовать скоростной вертолет с движительно-рулевой системой (СВДРС), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку при горизонтальном скоростном полете ненагруженного (авторотирующего) или вращающегося на режиме близком к самовращению несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе СТК, образующего с упомянутым крылом, выполненным в виде прямого КОС, как бы схему биплан с высокорасположенными крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего КОС и верхнего СТК от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передним их кромкам χ=-30° и χ=+30°, образующим с разнонаправленной стреловидностью X-образную в плане конфигурацию, но и концепции переднего размещения ДРС с винтами в упомянутых кольцевых каналах, обеспечивающей и при висении, и горизонтальном поступательном скоростном полете как пропульсивными левым и правым меньшими винтами, создающими разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего управления по курсу и компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и, не изменяя балансировки по курсу, интенсивной обдувкой после дифференциального и синфазного отклонения развитых горизонтальных рулевых поверхностей - элевонов КОС, изменяющих соответственно поперечную и продольную балансировки и установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса меньшего винта от центра каждого кольцевого канала, жестко смонтированного на законцовках нижнего КОС, при этом нижнее КОС, имеющее отрицательный угол (ψ=-10°) поперечного V, снабжено по всему его размаху односекционными закрылками, имеющими корневую хорду в 19/11 раза больше концевой хорды и возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении и образующими при максимальном их отклонении как бы нижнее КОС "обратного сужения", создающего в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущего винта возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем каждая консоль верхнего СТК, имеющего положительный угол (ψ=+10°) поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде цельно-поворотного трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоских шайб и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от СТК при вертикальном взлете/посадке и висении и снабженными возможностью их дифференциального отклонения в вертикальной плоскости, изменяя при этом углы их атаки, в свою очередь, образуют разновеликие подъемные силы на концах СТК и, как следствие, происходит только при висении поперечное совместное управление с соответствующим отклонением элевонов КОС, при этом каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайб в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль второго крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют САХ, в их сборке равную 15/16 от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла, причем в несущей схеме с ДРС, имеющей в каждом кольцевом канале КОС флюгерно-реверсивные меньшие винты, вынесенные к передней и задней кромкам кольцевого канала, образующего с КОС в точках их соприкосновения совместную удобообтекаемую конструкцию, и установленные тандемом с взаимно противоположным вращением тянущего и толкающего меньших соосных винтов, и перераспределяющей при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей СУ соответственно главным и промежуточными редукторами на несущий винт и ДРС с соосными винтами соответственно 85% и 15% от располагаемой взлетной ее мощности, а 15% мощности из последних, в свою очередь, распределяются поровну между двух пар многолопастных соосных винтов с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, а при создании ими маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой соосных винтов в кольцевых каналах, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через поперечные V-образные как в плане, так и в поперечной плоскости выходные валы главного редуктора посредством консольных Т-образных в плане редукторов соосных винтов, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный редуктор на несущий винт, но и обратно.Due to the presence of the distinguishing features of the present invention from the aforementioned known amphibian helicopter-plane, closest to it, it is possible to implement a high-speed helicopter with a propulsion-steering system (SVDS), which is made using multi-mode aerodynamic control technology that provides multi-mode propellers for super-maneuverability and pitch, roll and head balancing with reactive torque compensation, and a biplane circuit that creates distributed unloading at the horizon high-speed flight of an unloaded (autorotating) or rotating rotor close to self-rotation of the rotor without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades mounted on a support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the inner lower case parts of the main rotor gearbox, and the top one is centered relative to its shaft with the help of a bearing assembly so that the upper part of the hollow support protruding from the shaft is fastened in the CTK drop-shaped fairing, forming with the above-mentioned wing, made in the form of a direct CBS, as if a biplane with highly extended wings of large elongation and the end chords of the lower CBS and the upper CTC are carried out from their root chords back and forth along the flight, respectively, with sweep along their front edges χ = -30 ° and χ = + 30 °, forming an X-shaped configuration with different directional sweep, but also the concept of front placement of DLS with screws in the mentioned annular channels, which ensures both hanging and horizontal For translational high-speed flight with both propulsive left and right smaller propellers that create equal and equal thrusts for appropriate heading control and compensation of the reactive moment that occurs when the main rotor rotates, and without changing the heading balance, intensive blowing after the differential and common-mode deviations developed horizontal steering surfaces - KOS elevons, respectively changing the transverse and longitudinal balancing and installed at the exit from below and from above on half the radius of the smaller screw from the center of each annular channel rigidly mounted on the tips of the lower CBS, while the lower CBS, having a negative angle (ψ = -10 °) of the transverse V, is equipped with single-section flaps with a root chord of 19 / over its
Система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбовальных двигателей (ТВаД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту и группе меньших соосных винтов в кольцевых каналах посредством соответственно вертикального выходного вала верхнего уровня главного редуктора и поперечными выходными валами нижнего уровня, имеющими выходные угловые редукторы, обеспечивающие соответствующие перегибы в поперечной плоскости с левым и правым соединительными валами, образующими с соответствующими Т-образными консольными редукторами соосных винтов как бы Н-образную с V-образной в плане перемычкой трансмиссию ДРС. Входные валы среднего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТВаД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТВаД и один любой в случае его отказа или оба ТВаД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки. При аварийной посадке обеспечивается автоматическая установка лопастей несущего винта и соосных винтов соответственно в авторотирующее и флюгерное положение с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как закрылок нижнего КОС, так и синфазным отклонением вниз его элевонов, а для повышения безопасности каплевидный обтекатель верхнего СТК, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе. Аэродинамическая схема высокорасположенный биплан, создающая распределенную разгрузку при горизонтальном скоростном полете ненагруженного (авторотирующего) или вращающегося на режиме, близком к самовращению несущего винта, особенно без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, позволяет срыв потока на его лопастях отодвигать на более высокие скорости полета, что позволит исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих его лопастей на режиме горизонтального скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 450 или 435 км/ч соответственно. Поскольку благодаря кольцевым каналам отодвигается интенсивное возрастание волнового сопротивления до достижения окружной скорости концов лопастей многолопастных меньших винтов равной 280-290 м/с и, как следствие, увеличивается статическая тяга и за соосными винами образуется воздушная струя, обладающая большой энергией, что позволяет установить на выходе кольцевых каналов и за ними эффективные аэродинамические рулевые поверхности - элевоны. Использование кольцевых каналов, обеспечивая дополнительные несущие поверхности, увеличивает подъемную силу КОС и позволяет повысить безопасность, исключая возможность соприкосновения посторонних предметов с соосными меньшими винтами. Кроме того, исключает вредную интерференцию этих винтов с несущим винтом, уменьшает акустическую сигнатуру и шумовое воздействие при их совместной работе в сравнении с винтами без кольцевых каналов, создающих аналогичную им тягу, но при высоком уровне интерференции и шума. Все это позволит повысить скорость, высоту и дальность полета сверхманевренного СВДРС с технологией многорежимного аэродинамического управления балансировкой по тангажу, крену и курсу и компенсацией реактивного крутящего момента, являющейся наиболее эффективной двухвинтовой движительно-рулевой системой при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она обеспечивает уменьшение расхода мощности на балансировку по курсу, массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит также увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить безопасность, транспортную и топливную эффективность многоцелевого СВДРС среднего класса и, особенно, легкого с парашютной спасательной систем.A transmission system including a multi-threaded two-level main gearbox that provides take-off power, for example, from turboshaft engines (TVAD) located in the engine compartment of the fuselage, to the main rotor and a group of smaller coaxial screws in the annular channels, respectively, the vertical output shaft of the upper level of the main gearbox and transverse output shafts of the lower level, with output angular gears, which provide corresponding bends in the transverse plane with the left and right soy initelnymi shafts, generators with corresponding T-shaped cantilever reducers coaxial screws like the H-shaped with a V-shaped bridge in terms of transmission RSM. The input shafts of the middle level of the main gearbox, located in the direction of flight behind the center of mass and on both sides of the axis of symmetry, are connected with two fuel assemblies located behind the corresponding input shafts and made to select their take-off power with the front output of the shaft, each of which forms the synchronization system is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight, any excess TWFA and one any in the event of failure or both of the TWTA in case of failure, ulation signal to the automatic change in flight configuration winged gyroplane or helicopter for level flight or emergency landing. During an emergency landing, the main rotor blades and coaxial rotors are automatically installed in the autorotating and weathervane positions, respectively, with simultaneous accelerated downward deflection of both the lower CBS flap and in-phase deviation of its elevons downward, and to increase safety, the drop-shaped cowl of the upper STK automatically the opened part of the container with the exhaust and main parachutes, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which provides, protecting about tons of shock load together with energy-absorbing struts of the wheeled chassis, an allowable decrease in the speed of descent to 7 m / s, which softens the landing during an emergency landing on a parachute rescue system. The aerodynamic design of a highly located biplane, which creates distributed unloading during a horizontal high-speed flight of an unloaded (autorotating) or rotating mode close to the self-rotation of the rotor, especially without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades, allows the flow stall to be moved to more high flight speeds, which will eliminate the loss of lift due to stall from the retreating blades in the horizontal high-speed flight mode, and, as a result, achieve a flight speed of 450 or 435 km / h, respectively. Since, thanks to the annular channels, an intensive increase in the wave resistance is pushed back until the peripheral speed of the ends of the blades of the multi-blade smaller screws is 280-290 m / s and, as a result, the static thrust increases and an air jet with high energy is generated behind the coaxial wines, which allows setting the output ring channels and behind them the effective aerodynamic steering surfaces - elevons. The use of annular channels, providing additional bearing surfaces, increases the lifting force of the WWTF and improves safety, eliminating the possibility of contact of foreign objects with coaxial smaller screws. In addition, it eliminates the harmful interference of these rotor screws, reduces the acoustic signature and noise impact when they work together in comparison with screws without ring channels, creating a similar traction, but with a high level of interference and noise. All this will increase the speed, altitude and flight range of the ultra-maneuverable SVDS with multi-mode aerodynamic control of pitch, roll and heading balancing and reactive torque compensation, which is the most effective twin-screw propulsion-steering system when performing operations with vertical lifting of loads, as it provides reduction of power consumption for balancing at the heading, mass of the structure, noise level, vibration, maintenance costs. In addition, it will also allow to increase the payload, take-off weight and weight return, but also to increase the safety, transport and fuel efficiency of the mid-range multipurpose SVDRS, and especially the light one with parachute rescue systems.
Предлагаемое изобретение многоцелевого СВДРС с одновинтовой несущей схемой и варианты возможного его использования с двухвинтовой ДРС в условиях различной полетной его конфигурации иллюстрируются общими видами на фиг. 1.The proposed invention of a multi-purpose single-rotor SVDRS and options for its possible use with twin-screw DLS in the conditions of its various flight configurations are illustrated by general views in FIG. one.
На фиг. 1 изображен СВДРС на общих видах сверху, спереди и сбоку соответственно а), б) и в) с нижним и верхним крыльями схемы биплан, образующими X-образное крыло в плане, разгружающее несущий винт при его использовании:In FIG. 1 depicts SVDS in general top, front, and side views a), b), and c), respectively, with the lower and upper wings of a biplane, forming a X-shaped wing in plan, unloading the main rotor when it is used:
а) в полетной конфигурации вертолета с пятилопастным несущим винтом, нижним КОС, но и с верхним стреловидным крылом, имеющим трехэлементные разрезные устройства, так и с расположенными на концах КОС кольцевыми каналами, имеющими соосные меньшие винты и элевоны, создающие управление по крену и тангажу и при висении, и скоростном горизонтальном поступательном его полете;a) in the flight configuration of a helicopter with a five-blade main rotor, a lower CBS, but also with an upper swept wing, with three-element cutting devices, and with annular channels located at the ends of the CBS, having coaxial smaller screws and elevons that create roll and pitch control and when hanging, and its high-speed horizontal translational flight;
б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крылья схемы биплан совместно с несущим винтом, авторотирующим или вращающимся на режиме близком самовращению, и соосные меньшие винты в кольцевых каналах, создающие пропульсивную тягу;b) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a bearing and propulsion systems, including biplane wings together with a rotor that is autorotating or rotating in close self-rotation mode, and coaxial smaller screws in the annular channels creating propulsive thrust;
в) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей соответственно крылья схемы биплан с несущим винтом, авторотирующим или вращающимся на режиме, близком самовращению, и соосные меньшие винты в кольцевых каналах, создающие пропульсивную тягу при скоростном горизонтальном поступательном полете со скоростью до 450 км/ч.c) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a carrier and propulsion systems, respectively comprising biplane wings with a rotor, autorotating or rotating in a mode close to self-rotation, and coaxial smaller screws in the annular channels creating propulsive thrust during high-speed horizontal translational flight with speeds up to 450 km / h.
Многоцелевой СВДРС, представленный на фиг. 1, содержит фюзеляж 1 с плавно образованной тонкой хвостовой балкой 2 и верхнее СТК 3, смонтированное на пустотелой опоре 4 в каплевидном обтекателе 5, имеет положительный угол поперечного V (см. фиг. 1б) и на его концах цельно-поворотные трехэлементные разрезные устройства 6, имеющие возможность дифференциального их отклонения, установлены между внутренних 7 и концевых 8 плоских профилированных шайб. Нижнее КОС 9 схемы высокорасположенного биплана имеет на его концах кольцевые каналы 10. Крылья 3 и 9 схемы биплан имеют наивыгоднейший тонкий профиль, обеспечивающие необходимый и достаточный прирост подъемной силы с крейсерского полета на переходный и взлетно-посадочный режимы. Консоли КОС 9, имеющие отрицательный угол поперечного V, оснащены как закрылками 11 (см. фиг. la), имеющими возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении, так и внешними элевонами 12-13, смонтированными на выходе кольцевых каналов 10 снизу и сверху от его центра. Каплевидный обтекатель 5 крыла 3 в автоматически раскрываемой верхней его части имеет контейнер с вытяжным и основным парашютами (на фиг. 1 не показано), стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры 4 внутри обтекателя 5, выступающая из последнего нижняя часть полой опоры 4 закрыта стреловидным при виде сбоку обтекателем 14 (см. фиг. 1в). В несущей одновинтовой схеме с ДРС, имеющей пятилопастной несущий винт 15, которой обеспечивает только вертикальную и наклонную тягу и выполнен без автомата перекоса, смонтирован на вертикальной опоре 4, размещенной в пилоне 16 обратной стреловидности и проходящей внутри вала несущего винта 15 и установленной между главным редуктором (на фиг. 1 не показано) и каплевидным обтекателем 5 верхнего СТК 3, образующего с нижним КОС 9 схему биплан с Х-образной конфигурацией в плане (см. фиг. 1 а), но и содержит переднюю двухвинтовую движительно-рулевую систему, включающую тандемные левые 17-18 и правые 19-20 соосные меньшие винты в кольцевых каналах 10 (см. фиг. 1а), имеющих на выход нижние 12 и верхние 13 элевоны, создающие соответственно при висении управление по курсу с компенсацией реактивного момента, но и горизонтальную и маршевую тяги при висении и поступательном полете для обдува элевонов 12-13 и управления по тангажу и крену при выполнении ВВП и КВП. На конце тонкой хвостовой балки 2 совместно с консолями стреловидного стабилизатора 21 смонтировано U-образное хвостовое оперение, имеющее стреловидные кили верхний 22 большего удлинения и нижний 23 меньшего удлинения, каждая пара из которых отклонена наружу от плоскости симметрии и образует две V-образные боковые конфигурации. По внешним бортам хвостовой балки 2 размещена газоструйная система, отводящая горячие выхлопные газы двух ТВаД таким образом, что когда горячие газы смешиваются с забортным воздухом и выбрасываются охлажденными через ряд боковых щелей 24 вдоль всей ее длины и, тем самым, уменьшая как инфракрасного излучения от работающих ТВаД, так и сопротивление хвостовой балки 2. Для соответствующей посадки на поверхность земли используются колеса 25 и 26 с убирающимися только главными последними из них в обтекатели фюзеляжа 1.The multi-purpose SVDS presented in FIG. 1, contains a
Силовая установка имеет два высотных ТВаД, расположенных в обтекаемых гондолах 27 по обе стороны от плоскости симметрии, выступающих за обводы фюзеляжа 1. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от пятилопастного несущего винта 15 на режиме висения концы его лопастей имеют шумопонижающие стреловидные законцовки, отогнутые вниз и противоположную сторону вращения винта 15, формирующие каждую противолежащую пару в S-образную форму в плане (см. фиг. 1а). Мощность от ТВаД передается несущему 15 и соосным меньшим винтам 17-18 и 19-20 посредством системы валов трансмиссии, связанной с главным редуктором и Т-образным в плане консольными (на фиг. 1 не показаны) редукторами винтов 17-18 и 20-21. Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет/посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии КВП и КВВП, так и создания пропульсивной тяги от несущего винта 15, отклоненного вперед по полету совместно с маршевой тягой меньших винтов 17-18 и 19-20 в кольцевых каналах 10 и повышения скорости горизонтального полета до 463 км/ч. При этом муфтами сцепления возможно в СУ отключение любого избыточного ТВаД. В случае отказа одного ТВаД, то возможен полет и посадка в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации его несущего винта 15. В случае выхода из строя двух ТВаД или несущего винта 15, или рулевых винтов 17-18 и 19-20, то возможно, используя систему спасения на парашюте, расположенную в контейнере обтекателя 5 СТК 3 (на фиг. 1 не показаны), совершить аварийную посадку и повысить безопасность полета.The power plant has two high-altitude fuel assemblies located in
Управление многоцелевым СВДРС при различных режимах его полета обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) шагом несущего винта 15 с жестким креплением его лопастей и с большой круткой соосных меньших винтов 17-18 и 19-20 как при поступательном горизонтальном скоростном его полете, так и вертикальном взлете/посадке или висении посредством многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой (МАСУБ) по крену и тангажу, но и курсу соответственно как разрезным устройством 6 верхнего СТК 3 совместно с элевонами 12-13 и элевонами 12-13, но и разновеликой тягой меньших винтов 17-18 и 19-20.The control of the multi-purpose SVDS during various flight modes is ensured by the general (changing thrust) pitch of the
В полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла маршевая тяга обеспечивается меньшими винтами 17-18 и 19-20 в кольцевых каналах 10, а подъемная сила создается крыльями 3-9 и несущим винтом 15 соответственно авторотирующим или вращающимся на режиме близком к самовращению (см. фиг. 1б). На режиме вертикального взлета, посадки и висения подъемная сила создается только несущим винтом 15 (см. фиг. 1в), а на режиме перехода - крыльями 3-9 и несущим винтом 15.In the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft, the main thrust is provided by smaller screws 17-18 and 19-20 in the
При висении направление полета может осуществляться как у вертолета одновинтовой несущей схемы с рулевыми меньшими винтами 18-19 и 19-20 поворачиваясь влево-вправо, перемещаясь вверх-вниз, поступательный полет вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации (см. фиг. 1в). С приближением к поверхности земли или палубы корабля и при полете вблизи них на вертолетных режимах полета пятилопастной несущий 15 винт образуют под СВДРС область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего его КПД.When hovering, the flight direction can be carried out like in a helicopter of a single-rotor carrier circuit with small steering rotors 18-19 and 19-20 turning left and right, moving up and down, translational flight back and forth, left and right and in any combination (see Fig. . 1c). When approaching the surface of the earth or the deck of the ship and when flying near them in helicopter flight modes, the five-blade
Полет СВДРС с коротким взлетом и посадкой при его максимальном взлетном весе может осуществляться как у винтокрыла. В этом случае его меньшие винты 17-18 и 19-20 в кольцевых каналах 10 обеспечивают маршевую тягу, а несущий винт 15 отклоненный вперед по полету, изменяя угол установки лопастей, вследствие чего формируется движущая сила, создающая для разбега маршевую тягу и подъемную силу равную подъемной силе, обеспечиваемой крыльями 3-9. При этом мощность, обеспечиваемая работающими ТВаД, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется на винт винты 17-18 и 19-20, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный и промежуточный редуктор на меньшие винты 17-18 и 19-20. Это позволяет увеличить соответственно взлетный его вес на 7 и 15%, а также и скорость крейсерского полета, так как при высоких скоростях полетная комбинация крылья 3-9 с тяговыми винтами 17-18 и 19-20 гораздо выгоднее для создания подъемной силы и маршевой тяги, чем одним несущим винтом 15. Образуемый при этом остаточный реактивный момент от несущего винта 15 парируется рулевыми меньшими винтами 17-18 и 19-20 (см. фиг. 1a). После набора высоты горизонтальный полет СВДРС при максимальной полезной нагрузке может осуществляться также как у крылатого автожира. В этом случае меньшие винты 17-18 и 19-20 обеспечивают маршевую тягу, а несущий винт 15 отключается от привода двигателей СУ и он начинает авторотировать, создавая только подъемную силу меньшую подъемной силы, обеспечиваемой крыльями 3-9. Кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях несущего винта отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит получить скорости полета до 480-500 км/ч.Flying SVDS with a short take-off and landing with its maximum take-off weight can be carried out like a rotorcraft. In this case, its smaller screws 17-18 and 19-20 in the
Таким образом, многоцелевой СВДРС выполнен по технологии МАСУБ, обеспечивающей разновеликими винтами сверхманевренность и управление по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку ненагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, но и с передней двухвинтовой ДРС, имеющей кольцевые каналы, снабженные на их выходе развитыми рулевыми поверхностями - элевонами и соосными меньшими винтами, позволяющими достичь скорости поступательного полета до 463 км/ч.Thus, the multi-purpose SVDS is made according to the MASUB technology, which provides ultra-maneuverability and control of pitch, roll and heading with reactive torque compensation and a biplane scheme with different-sized propellers and creates a batch unloading of the unloaded rotor without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades, but also with the front twin-screw DLS, which has annular channels equipped with developed steering surfaces at the exit - elevons and coaxial smaller screws, allowing and achieve translational flight speeds of up to 463 km / h.
Очевидно, освоение СВДРС с такими улучшенными показателями для авиатранспорта в современных условиях - задача многоплановая и не является технически неразрешимой. Поэтому самой жизнью будет продиктована задача и их освоения, которая достаточно просто и технически реализуема на базе имеющихся вертолетов.Obviously, the development of SVDRS with such improved indicators for air transport in modern conditions is a multifaceted task and is not technically insoluble. Therefore, life itself will be dictated by the task and their development, which is quite simple and technically feasible on the basis of existing helicopters.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016105607A RU2629478C2 (en) | 2016-02-18 | 2016-02-18 | High-speed helicopter with propulsion-steering system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016105607A RU2629478C2 (en) | 2016-02-18 | 2016-02-18 | High-speed helicopter with propulsion-steering system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016105607A RU2016105607A (en) | 2017-08-23 |
| RU2629478C2 true RU2629478C2 (en) | 2017-08-29 |
Family
ID=59744660
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016105607A RU2629478C2 (en) | 2016-02-18 | 2016-02-18 | High-speed helicopter with propulsion-steering system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2629478C2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2699513C1 (en) * | 2018-11-07 | 2019-09-05 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned jet-helicopter |
| RU2706880C1 (en) * | 2018-12-21 | 2019-11-21 | Эйрбас Хеликоптерс | Rotary-winged aircraft comprising horizontal tail empennage and two keels arranged on horizontal tail empennage |
| US10988235B2 (en) * | 2017-11-30 | 2021-04-27 | Airbus Helicopters | Hybrid type rotorcraft having a horizontal stabilizer and two fins arranged on the horizontal stabilizer |
| US20210365048A1 (en) * | 2020-05-19 | 2021-11-25 | Volocopter Gmbh | Multi-rotor aircraft and method of controlling same |
| US11377220B1 (en) | 2021-09-27 | 2022-07-05 | Hoversurf, Inc. | Methods of increasing flight safety, controllability and maneuverability of aircraft and aircraft for implementation thereof |
| US11383831B1 (en) * | 2021-06-01 | 2022-07-12 | Hoversurf, Inc. | Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation |
| US11541999B2 (en) | 2021-06-01 | 2023-01-03 | Hoversurf, Inc. | Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8403255B2 (en) * | 2009-08-14 | 2013-03-26 | Frederick W. Piasecki | Compound aircraft with autorotation |
| RU2521090C1 (en) * | 2013-06-13 | 2014-06-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | High-speed turboelectric helicopter |
| US8915464B2 (en) * | 2011-09-12 | 2014-12-23 | Airbus Helicopters | Fast, long-range aircraft |
| RU2539679C1 (en) * | 2013-11-19 | 2015-01-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | High-speed rotary-wing aircraft |
-
2016
- 2016-02-18 RU RU2016105607A patent/RU2629478C2/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8403255B2 (en) * | 2009-08-14 | 2013-03-26 | Frederick W. Piasecki | Compound aircraft with autorotation |
| US8915464B2 (en) * | 2011-09-12 | 2014-12-23 | Airbus Helicopters | Fast, long-range aircraft |
| RU2521090C1 (en) * | 2013-06-13 | 2014-06-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | High-speed turboelectric helicopter |
| RU2539679C1 (en) * | 2013-11-19 | 2015-01-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | High-speed rotary-wing aircraft |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10988235B2 (en) * | 2017-11-30 | 2021-04-27 | Airbus Helicopters | Hybrid type rotorcraft having a horizontal stabilizer and two fins arranged on the horizontal stabilizer |
| RU2699513C1 (en) * | 2018-11-07 | 2019-09-05 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Unmanned jet-helicopter |
| RU2706880C1 (en) * | 2018-12-21 | 2019-11-21 | Эйрбас Хеликоптерс | Rotary-winged aircraft comprising horizontal tail empennage and two keels arranged on horizontal tail empennage |
| US20210365048A1 (en) * | 2020-05-19 | 2021-11-25 | Volocopter Gmbh | Multi-rotor aircraft and method of controlling same |
| US11693429B2 (en) * | 2020-05-19 | 2023-07-04 | Volocopter Gmbh | Multi-rotor aircraft and method of controlling same |
| US11383831B1 (en) * | 2021-06-01 | 2022-07-12 | Hoversurf, Inc. | Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation |
| US11541999B2 (en) | 2021-06-01 | 2023-01-03 | Hoversurf, Inc. | Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation |
| US11377220B1 (en) | 2021-09-27 | 2022-07-05 | Hoversurf, Inc. | Methods of increasing flight safety, controllability and maneuverability of aircraft and aircraft for implementation thereof |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016105607A (en) | 2017-08-23 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| US8070089B2 (en) | Hybrid helicopter that is fast and has long range | |
| EP2738091B1 (en) | Vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicle and method of operating such a VTOL aerial vehicle | |
| US8540184B2 (en) | Long-range aircraft with high forward speed in cruising flight | |
| RU2627965C1 (en) | High-speed amphibious rotorcraft | |
| RU2448869C1 (en) | Multipurpose multi-tiltrotor helicopter-aircraft | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| RU2648503C1 (en) | Unmanned convertiplane with an arched wing | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2648937C1 (en) | Aeromobile of hover take-off | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| RU2264951C1 (en) | Hydroconverti ground-effect craft | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2521121C1 (en) | Heavy-duty multirotor convertible rotorcraft | |
| RU2658736C1 (en) | Multirotor high-speed helicopter-aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20190219 |