RU2598105C1 - Multirotor unmanned high-speed helicopter - Google Patents
Multirotor unmanned high-speed helicopter Download PDFInfo
- Publication number
- RU2598105C1 RU2598105C1 RU2015136828/11A RU2015136828A RU2598105C1 RU 2598105 C1 RU2598105 C1 RU 2598105C1 RU 2015136828/11 A RU2015136828/11 A RU 2015136828/11A RU 2015136828 A RU2015136828 A RU 2015136828A RU 2598105 C1 RU2598105 C1 RU 2598105C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotors
- screws
- flight
- smaller
- main
- Prior art date
Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims abstract description 21
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims abstract description 15
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 11
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims description 8
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 7
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims description 4
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 2
- 239000000725 suspension Substances 0.000 claims description 2
- 230000001965 increasing effect Effects 0.000 abstract description 9
- 230000009467 reduction Effects 0.000 abstract description 6
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 208000029108 46,XY sex reversal 8 Diseases 0.000 description 12
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 5
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 3
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 230000009931 harmful effect Effects 0.000 description 3
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 2
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 2
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 2
- 241000145637 Lepturus Species 0.000 description 1
- 238000005422 blasting Methods 0.000 description 1
- 235000019788 craving Nutrition 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 230000007717 exclusion Effects 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 1
- 230000004580 weight loss Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Transmission Devices (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания многовинтовых беспилотных скоростных вертолетов, снабженных задним толкающим винтом и системой распределенной тяги перекрещивающихся винтов в продольной несущей схеме Х2+2, имеющей разновеликие как большой и меньший из них на переднем пилоне, так и меньший и большой на вертикальном киле, установленные на длинных валах, наклоненных соответственно от вертикали вперед и назад по полету вдоль оси симметрии, и обеспечивающие выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП).The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of multi-rotor unmanned high-speed helicopters equipped with a rear thrust propeller and a distributed thrust system of intersecting screws in a longitudinal bearing X2 + 2 circuit, having both the large and the smaller ones on the front pylon, and the smaller and the larger ones vertical keel mounted on long shafts, inclined respectively from the vertical forward and backward along the flight along the axis of symmetry, and ensuring the performance of vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), but also short take-off and vertical landing (KVVP).
Известен легкий вертолет проекта RUMAS-50 российско-чешской компании «RUMAS group», выполненный по двухвинтовой продольной схеме с задним толкающим винтом, имеет в кормовой части фюзеляжа силовую установку, включающую два двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на задний толкающий винт и несущие передний и задний винты, смонтированные на соответствующих пилонах, содержит вертикальное оперение, смонтированное под хвостовой балкой, оснащенное на конце килевой его поверхности амортизационной стойкой заднего колеса трехопорного шасси, снабженного и главными боковыми опорами с передними неубирающимися колесами в концевых обтекателях низкорасположенного крыла.A well-known light helicopter of the RUMAS-50 project of the Russian-Czech company “RUMAS group”, made according to a twin-screw longitudinal scheme with a rear pushing propeller, has a power unit in the aft part of the fuselage, including two engines that transmit torque through the main gearbox and the transmission shaft system to the rear the pushing screw and the front and rear screws mounted on the respective pylons, contains a vertical tail mounted under the tail boom, equipped with a shock absorber at the end of its keel surface Coy tricycle rear wheel chassis provided with main and side supports a front end fixed gear wheels in low-wing fairings.
Признаки, совпадающие - наличие крыла, хвостового оперения и двух турбовальных двигателей модели АИ-450 мощностью по 465 л.с. каждый, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность как двум четырехлопастным несущим винтам, так и шестилопастному толкающему винту, обеспечивающими соответственно как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный полет соответственно. Несущие винты предназначены только для создания подъемной силы, поступательное движение в горизонтальной плоскости обеспечивает толкающий винт. Вращение двух несущих и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при продолжительном времени висения иметь целевую нагрузку 750 кг при взлетной его массе 2500 кг. Скоростной вертолет мод. RUMAS-50, имея максимальные скорости полета до 320 км/ч, дальность полета до 750 км и практический потолок 3000 м, может применяться в бизнес-авиации при перевозке 4-5 человек.Signs that coincide - the presence of a wing, tail unit and two turboshaft engines of the AI-450 model with a capacity of 465 hp. each of the main gearbox and transmission shafts, transmitting power to both four four-blade rotors and a six-blade pushing screw, providing respectively both up-down, forward-backward movement, left-right, and its forward horizontal flight, respectively. Main rotors are designed only to create lifting force, translational movement in the horizontal plane provides a pushing screw. The rotation of the two main and pushing screws is synchronizing. Takeoff thrust-weight ratio of a power plant (SU), which allows for a long hanging time to have a target load of 750 kg with a take-off weight of 2500 kg. High-speed helicopter mod. RUMAS-50, having a maximum flight speed of up to 320 km / h, a flight range of up to 750 km and a practical ceiling of 3000 m, can be used in business aviation for 4-5 people.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой продольной несущей схемы, оснащенный на конце хвостовой балки маршевым толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, большую массу хвостовой балки и валов трансмиссии, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете двухвинтовой продольной схемы с разновеликими винтами имеет место сложная схема редуцирования при передаче разновеликой мощности СУ на несущие винты и необходимость длинных валов и агрегатов трансмиссии, но и опасность, создаваемая задним толкающим винтом для наземного персонала. Третья - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов и при авторотации последних осложняет их использование для продольно-поперечного управления. Четвертая - это то, что вес заднего винта вместе с вертикальным пилоном и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой продольной схемы с целью уменьшения длины фюзеляжа несущие передний и задний винты имеют значительное перекрытие до 20-22%. Поэтому с целью уменьшения интерференции и вредного влияния переднего несущего винта на задний, последний размещен на пилоне выше переднего, что приводит к ухудшению весовой отдачи, а из-за интерференции ресурс заднего несущего винта и его редуктора гораздо меньше передних. Все это также повышает удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности, но и выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter has a twin-screw longitudinal bearing scheme, equipped with a marching propeller at the end of the tail boom, used only in cruising flight modes, has increased aerodynamic drag, a complex reduction scheme with independent rotation of three screws, a large mass tail boom and transmission shafts, low weight return and radius of action. The second is that in a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme with different-sized propellers, a complex reduction scheme takes place when transmitting different-sized SU power to the main rotors and the need for long shafts and transmission units, but also the danger created by the rear thrust rotor for ground personnel. The third is that the wing and tail unit do not have mechanization and control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the rotors with automatic machines of their distortions for roll and pitch control and, when autorotating the latter, complicates their use for longitudinal-transverse control. The fourth is that the weight of the rear rotor, together with the vertical pylon and the rear rotor transmission units, is up to 12-15% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The fifth is that in a helicopter of a twin-screw longitudinal scheme, in order to reduce the length of the fuselage, the bearing front and rear screws have a significant overlap of 20-22%. Therefore, in order to reduce interference and the harmful effect of the front rotor on the rear, the latter is placed on the pylon above the front, which leads to a deterioration in the weight return, and due to interference, the resource of the rear rotor and its gearbox is much smaller than the front ones. All this also increases the specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the speed and flight range, as well as indicators of transport and fuel efficiency, but also the implementation of the LPC technology.
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, обеспечивающим как перемещение вверх-вниз, вперед-назад, влево-вправо, так и его поступательный горизонтальный 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 of coincidence are the presence of a two-tail plumage, a 1340 hp LHTEC T800 turboshaft engine, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to 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 movement up and down, back and forth, left and right, and its translational horizontal 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, создают 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. Все это, в конечном итоге, обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения скорости и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности, но и выполнения технологии КВП.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 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 create 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. All this, ultimately, provides a higher specific fuel consumption and limits the possibility of further increasing the speed and flight range, as well as indicators of transport and fuel efficiency, but also the implementation of KVP technology.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "K-MAX" компании «Kaman Aerospace» (США), выполненный с перекрещивающимися двухлопастными винтами, имеет на верхней части фюзеляжа турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор на поперечные несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы 15° от вертикали влево и вправо и закрытых обтекателями, содержит вертикальное оперение, имеющее на конце стабилизатора киль-шайбы, и трехопорное неубирающееся колесное шасси.Closest to the proposed invention is an unmanned helicopter model "K-MAX" company "Kaman Aerospace" (USA), made with intersecting two-bladed propellers, has on the top of the fuselage a turboshaft engine that transmits torque through the main gearbox to the transverse rotors mounted on long shafts, tilted at angles of 15 ° from the vertical left and right and covered with fairings, contains a vertical tail that has a keel washer at the end of the stabilizer and a three-support fixed gear chassis.
Признаки, совпадающие - вертолет, имеющий два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях и расположенных со значительным перекрытием с небольшим наклоном осей вращения от вертикали. Наклон осей вращения двухлопастных винтов в поперечной плоскости наружу и синхронизация их вращения обеспечивает безопасное прохождение лопастей одного несущего винта над втулкой другого. Втулки несущих винтов имеют упрощенную конструкцию с общим горизонтальным шарниром. Турбовальный двигатель Lycoming T53-L-17A мощностью 1350 л.с. установлен сверху фюзеляжа, между несущими винтами за главным редуктором. Трансмиссия включает главный редуктор, от которого обеспечивается привод обоих перекрещивающихся несущих винтов. Беспилотный вертолет модели "K-MAX", имеющий диаметр несущих винтов: 14,73 м, длину фюзеляжа: 12,73 м, высоту: 4,14 м, взлетный вес: 5443 кг при весе пустого: 2334 кг, максимальную/крейсерскую скорость полета: 193/185 км/ч, практический потолок: 7010 м и дальность полета: 494 км, может использоваться в специальной авиации как «летающий кран» для транспортировки грузов (массой до 2404 кг при массе топлива 705 кг) на внешней подвеске.Signs that match - a helicopter with two rotors, rotating in opposite directions and located with significant overlap with a slight inclination of the rotation axes from the vertical. The inclination of the axes of rotation of the two-bladed screws in the transverse plane outward and the synchronization of their rotation ensures the safe passage of the blades of one main rotor above the sleeve of the other. The rotor bushings have a simplified design with a common horizontal hinge. 1350 hp Lycoming T53-L-17A turbojet engine mounted on top of the fuselage, between the rotors behind the main gearbox. The transmission includes a main gearbox, from which the drive of both intersecting rotors is provided. K-MAX model unmanned helicopter with rotor diameter: 14.73 m, fuselage length: 12.73 m, height: 4.14 m, take-off weight: 5443 kg, empty weight: 2334 kg, maximum / cruising speed flight: 193/185 km / h, practical ceiling: 7010 m and flight range: 494 km, can be used in special aviation as a “flying crane” for transporting goods (weighing up to 2404 kg with a fuel mass of 705 kg) on an external sling.
Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что управление по тангажу и крену вертолета с перекрещивающимися несущими винтами обеспечивается путем изменения циклического шага лопастей, что создает неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования и, особенно, когда лопасти несущих винтов наклоняются в точках перекрещивания вперед или назад, влево или вправо одновременно. Путевое управление осуществляется путем изменения дифференциального общего их шага. Вторая - это то, что в вертолете с перекрещивающимися несущими винтами имеет место большая масса хвостовой балки и хвостового оперения с развитым вертикальным оперением и стабилизатором с концевыми дополнительными киль-шайбами, что увеличивает массу планера и, как следствие, предопределяет малую весовую отдачу. Третья - это то, что хвостовое оперение не имеет поверхностей управления по крену, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов, что ограничивает стабильность поперечно-продольной управляемости. Четвертая - это то, что в вертолете двухвинтовой поперечной схемы из-за перекрещивания плоскостей вращения несущих винтов, а значит, сложения подъемных сил в месте их перекрещивания возникает момент кабрирования, то есть подъема носовой части, а его однодвигательная СУ уменьшает и безопасность. Кроме того, перекрещивающиеся несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы 15° от плоскости симметрии в каждую сторону и на 5° вперед по полету, что не полностью компенсирует реактивные моменты несущих винтов в этой схеме на главном редукторе вертолета. Поэтому незначительные моменты по тангажу и курсу компенсируется рулями высоты и системой управления. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, но и показателей транспортной и топливной эффективности, а также выполнения технологии КВП.Reasons that impede the task: the first is that the helicopter pitch and roll control with intersecting rotors is provided by changing the cyclic pitch of the blades, which creates unfavorable conditions for the operation of other mechanisms and equipment, and especially when the rotor blades are tilted at points crossing forward or backward, left or right at the same time. Directional control is carried out by changing their differential differential pitch. The second one is that in a helicopter with intersecting rotors, there is a large mass of the tail boom and tail unit with a developed vertical tail and stabilizer with additional end keels, which increases the mass of the airframe and, as a result, determines a small weight return. The third one is that the tail unit does not have roll control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the rotors with automatic tilting machines for roll and pitch control, which limits the stability of transverse-longitudinal controllability. The fourth one is that in a helicopter of a twin-screw transverse circuit due to the intersection of the planes of rotation of the rotors, and therefore, the addition of lifting forces at the place of their intersection, a moment of cabling occurs, i.e. lifting the bow, and its single-engine SU reduces safety. In addition, intersecting rotors mounted on long shafts, inclined at angles of 15 ° from the plane of symmetry in each direction and 5 ° forward in flight, which does not fully compensate for the reactive moments of the rotors in this circuit on the main gear of the helicopter. Therefore, minor moments in pitch and course are compensated by elevators and a control system. All this also limits the possibility of a further increase in flight speed and range, but also in terms of transport and fuel efficiency, as well as the implementation of the LPC technology.
Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "K-MAX" увеличения полезной нагрузки, повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшения поперечной и продольной управляемости, повышения скорости, высоты и дальности полета, а также показателей транспортной эффективности, но и выполнения технологии КВП и, особенно, КВВП.The present invention solves the problem in the aforementioned known unmanned helicopter model "K-MAX" increase payload, increase take-off weight and increase weight loss, reduce the required power for track balancing while hovering and improve lateral and longitudinal controllability, increase speed, altitude and range , as well as indicators of transport efficiency, but also the implementation of the KVP technology and, especially, KVVP.
Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "K-MAX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он содержит подфюзеляжный киль, образующий со стреловидным стабилизатором, имеющим по задней кромке спрямленный участок, Т-образное оперение, смонтированное под вертикальным оперением и оснащенное на законцовке его трапециевидного киля амортизационной стойкой заднего колеса шасси, и главные разнесенные опоры с передними колесами в каплеобразных при виде сверху обтекателях, смонтированных на концевых шайбах обратной стреловидности, загибающихся вниз по дуге небольшого радиуса, образующих при виде спереди П-образную конфигурацию с низкорасположенным крылом обратной стреловидности, и выполнен с движительной системой и по концепции распределенной тяги перекрещивающихся винтов (РТПВ), расположенных в двух разноуровневых двухвинтовых модулях, задний из которых размещен выше переднего в схеме РТПВ-Х2+2, имеющей две пары разновеликих несущих винтов как большой и меньший из них на переднем пилоне, так и меньший и большой на вертикальном оперении, установленные при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах промежуточных редукторов, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад вдоль плоскости симметрии, при этом, учитывая то, что оси вращения переднего и заднего больших несущих винтов, отклоненные от вертикальной оси промежуточных редукторов из соответствующей группы винтов наружу от центра масс, но и то, что в несущей системе передний и задний из меньших винтов, выполненных с диаметром, определяемым из соотношения: d=0,7065×D, м (где: D и d - диаметры большего и меньшего винтов в передней и задней их группе соответственно), имеют оси их вращения, отклоненные вовнутрь к центру масс от вертикальной оси соответствующих промежуточных редукторов, разнесенных вдоль оси симметрии на расстоянии, обеспечивающем при этом вращение передних и задних несущих винтов без взаимного их влияния и перекрытия как между большим передним и меньшим задним винтами, отклоненными вперед по полету, так и меньшим передним и большим задним винтами, отклоненными назад по полету, выполненными с полужестким креплением лопастей соответственно как без, так и с изменением циклического их шага, при этом между разновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения как в передней, так и задней группе винтов, но и одинакового их вращения между разновеликими винтами передней и задней группы винтов, например, при виде сверху по часовой стрелке и против соответственно между винтами передним большим с меньшим задним и между передним меньшим с большим задним винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно и вдоль оси симметрии, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно крыла обратной стреловидности и стреловидного стабилизатора, которые имеют по всему размаху их консолей соответственно закрылки с флапперонами и рули высоты, уменьшающие при их максимальном отклонении общие потери на 11% в вертикальной тяге соответствующей группы винтов, но и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию пятивинтового винтокрыла, имеющего отклоненные вперед и назад по полету несущие винты соответственно двухвинтовой продольной несущей схемы и двухвинтовой движительно-несущей продольной системы, но и толкающий винт движительной системы с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки за трапециевидными килем и вертикальным оперением, но и стреловидным стабилизатором, размах спрямленного участка задней кромки и концевые части которого соответственно больше диаметра заднего толкающего винта и ограничивают подход к нему с обеих сторон, создающие соответствующими винтами большим передним с меньшим задним и меньшим передним с задним большим косой их обдувкой соответственно наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся с отклоненными назад и вперед по полету несущими винтами соответственно на режимах, близких к их самовращению и созданию пропульсивной и маршевой тяги, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 50% или 70% от взлетной мощности силовой установки, 30% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора на задний толкающий винт, а остальные из 50% или 70% мощности перераспределяются через главный и соответствующий промежуточный редукторы на несущие винты передней и задней группы, но и обратно, при этом мощность двигателей, перераспределяемая промежуточными редукторами на меньшие винты, определяется из соотношения: N=0,7065×n, кВт (где: N и n - мощность, передаваемая соответственно на больший и меньший винты в передней и задней их группе, каждая из которых получает через главный редуктор мощность, распределяемую поровну между ними), причем система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбодизельных двигателей (ТДД), расположенных в кормовой части фюзеляжа, к каждой паре передней и задней группе винтов посредством соответствующих Г-образных в плоскости симметрии промежуточных редукторов, входные валы которых связаны продольными валами с верхним уровнем выходных валов главного редуктора, имеющего и кормовой выходной вал толкающего винта, снабженный перед последним электромагнитной муфтой сцепления, и выполненного в плоскости симметрии Н-образной конфигурации, входные валы нижнего уровня которого расположены в плоскости симметрии и связаны с ТДД, размещенными спереди и сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности соответственно с задним и 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 ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для горизонтального полета или аварийной посадки соответственно с работающим толкающим винтом и при близком режиме к самовращению несущих винтов передней и задней группы или с четырьмя авторотирующими несущими винтами, при этом отклонение закрылок и флапперонов на крыле выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующими несущими винтами.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known unmanned helicopter of the “K-MAX” model, which is closest to it, are the fact that it contains a dorsal fin, forming with a swept stabilizer having a straight section along the trailing edge, a T-plumage mounted under the vertical tail and equipped at the tip of its trapezoid keel with the suspension strut of the rear wheel of the chassis, and the main spaced bearings with front wheels in droplets when viewed from above projectors mounted on end sweep washers, bending downward along an arc of small radius, forming, in front view, a U-shaped configuration with a low backward sweep wing, and made with a propulsion system and the concept of distributed traction of intersecting screws (RTVs) located in two different levels twin-screw modules, the rear of which is located above the front in the RTPV-X2 + 2 circuit, which has two pairs of rotors of different sizes, both the largest and the smallest of them on the front pylon, and smaller and larger on the vertical tail mounted when viewed from the side on the elongated V-shaped output shafts of the intermediate gearboxes, inclined respectively by 12.5 ° angles from the vertical forward and backward along the symmetry plane, while taking into account that the rotation axes are front and rear large rotors, deviated from the vertical axis of the intermediate gearboxes from the corresponding group of screws outward from the center of mass, but also that in the supporting system the front and rear of the smaller screws made with a diameter determined from the corresponding Solutions: d = 0.7065 × D, m (where: D and d are the diameters of the larger and smaller screws in the front and rear of their group, respectively), have their axis of rotation deflected inward to the center of mass from the vertical axis of the respective intermediate gearboxes spaced along the axis of symmetry at a distance that ensures rotation of the front and rear rotors without their mutual influence and overlap both between the large front and smaller rear rotors deflected forward in flight and the smaller front and large rear rotors deflected back in flight made with semi-rigid fastening of the blades, respectively, both without and with a change in their cyclic pitch, while between different-sized screws having compensation from their rotors for reactive torques thereof in the opposite direction of their rotation both in the front and rear group of screws, but and their identical rotation between different-sized screws of the front and rear group of screws, for example, when viewed from above clockwise and counterclockwise, respectively, between the large front screws with the smaller rear one and between the front the larger one with a large rear propellers arranged in a plan with their respective blades perpendicularly and along the axis of symmetry, which ensures a smoother air flow from the corresponding propellers of the corresponding backward sweep wing and arrow-shaped stabilizer, which have flaps with flappers and flaps over the entire span of their consoles elevators that reduce at their maximum deviation the total loss of 11% in the vertical thrust of the corresponding group of screws, but is also equipped with the ability to its flight configuration from a helicopter of a four-screw longitudinal bearing scheme to the flight configuration of a five-rotor rotorcraft having rotors deflected forward and backward in flight, respectively, of a twin-screw longitudinal bearing scheme and a twin-screw propulsion-bearing longitudinal system, but also a propelling screw of the propulsion system with its independent rotation and rear the location at the end of the tail boom behind the trapezoid keel and vertical tail, but also a swept stabilizer, the amplitude of the straightened section the trailing edge and end parts of which are respectively larger than the diameter of the rear pushing screw and restrict the approach to it from both sides, creating correspondingly large front screws with a smaller rear and smaller front with a large back oblique, respectively inclined and propulsive traction, but also marching traction for high-speed cruising flight with providing both a third higher and a second average or first lower speed, respectively, after both vertical and short take-off in reloading it ante is 7% or 15% more than the normal take-off weight when the rotors rotate with the propellers deflected back and forth along the flight, respectively, in modes close to their self-rotation and the creation of propulsive and marching thrust provided by operating engines that produce 50% or 70% of the take-off power of the power plant, 30% of the power is redistributed through the aft output shaft of the main gearbox to the rear pusher propeller, and the remaining 50% or 70% of the power is redistributed through the main and corresponding intermediate gear ry on the rotors of the front and rear groups, but also vice versa, while the motor power redistributed by the intermediate gearboxes to the smaller screws is determined from the ratio: N = 0.7065 × n, kW (where: N and n are the power transmitted respectively to larger and smaller screws in the front and rear of their group, each of which receives power through the main gearbox, distributed evenly between them), and the transmission system, including a multi-threaded two-level main gearbox, providing transfer of take-off power, for example, from tour diesel engines (TDDs) located in the aft part of the fuselage to each pair of front and rear group of screws by means of the corresponding L-shaped in the plane of symmetry of the intermediate gearboxes, the input shafts of which are connected by longitudinal shafts to the upper level of the output shafts of the main gearbox, which also has a stern output shaft a pushing screw, provided in front of the last electromagnetic clutch, and made in the plane of symmetry of the H-shaped configuration, the input shafts of the lower level of which are located in the plane These symmetries are associated with TDDs located at the front and rear of the corresponding input shafts and designed to take off their power, respectively, with the rear and front output of the shaft, each of the latter, forming a synchronization system, is equipped with a freewheel that outputs, disconnects from the fuel system and transmissions in a horizontal high-speed flight, any excess TDD and one any in the event of its failure or both TDDs in case of their failure, a control signal for automatically changing the flight configuration to a winged gyroplane or vert years for horizontal flight or emergency landing, respectively, with a working pushing rotor and close mode to self-rotation of the front and rear rotors or with four autorotating rotors, while the flaps and flappers on the wing are deflected automatically to the minimum or maximum angle and changes accordingly speed, flight altitude or emergency landing mode with autorotating rotors.
Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить многовинтовой беспилотный скоростной вертолет (МБСВ), содержащий подфюзеляжный киль, образующий со стреловидным стабилизатором, имеющим по задней кромке спрямленный участок, Т-образное оперение, смонтированное под вертикальным оперением и оснащенное на законцовке его трапециевидного киля амортизационной стойкой заднего колеса шасси, и главные разнесенные опоры с передними неубирающимися колесами в каплеобразных при виде сверху обтекателях, смонтированных на подкрыльных концевых шайбах обратной стреловидности, образующих по дуге при виде спереди П-образную конфигурацию с низкорасположенным крылом обратной стреловидности, и выполнен с движительной системой и по концепции распределенной тяги перекрещивающихся винтов, размещенных в двухвинтовых модулях продольной четырехвинтовой схемы РТПВ-Х2+2, имеющей две пары разновеликих несущих винтов как большой и меньший из них на переднем пилоне, так и меньший и большой на вертикальном оперении, установленные при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах промежуточных редукторов, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад вдоль плоскости симметрии. МБСВ снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию пятивинтового винтокрыла, имеющего отклоненные вперед и назад по полету несущие винты соответственно двухвинтовой продольной несущей схемы и двухвинтовой движительно-несущей продольной системы, но и толкающий винт движительной системы с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки за вертикальным трапециевидным оперением, создающие соответствующими винтами большим передним с меньшим задним и меньшим передним с задним большим косой их обдувкой соответственно наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского полета. В несущей системе передний и задний из меньших винтов, выполненных с диаметром, определяемым из соотношения: d=0,7065×D, м (где: D и d - диаметры большего и меньшего винтов в передней и задней их группе соответственно), имеют оси их вращения, отклоненные вовнутрь к центру масс от вертикальной оси соответствующих промежуточных редукторов, разнесенных вдоль оси симметрии на расстоянии, обеспечивающем при этом вращение передних и задних несущих винтов без взаимного их влияния и перекрытия. Мощность двигателей, перераспределяемая промежуточными редукторами на меньшие винты, определяется из соотношения: N=0,7065×n, кВт (где: N и n - мощность, передаваемая соответственно на больший и меньший винты в передней и задней их группе, каждая из которых получает через главный редуктор мощность, распределяемую поровну между ними). Система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности от двух ТДД, расположенных в кормовой части фюзеляжа, к каждой паре передней и задней группе винтов посредством соответствующих Г-образных в плоскости симметрии промежуточных редукторов, входные валы которых связаны продольными валами с верхним уровнем выходных валов главного редуктора, имеющего и кормовой выходной вал толкающего винта, снабженный перед последним электромагнитной муфтой сцепления и выполненного в плоскости симметрии Н-образной конфигурации, нижний уровень входных валов которого расположены в плоскости симметрии и связаны с ТДД, размещенными спереди и сзади от соответствующих входных их валов и выполненными для отбора их взлетной мощности соответственно с задним и передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен двумя муфтами свободного хода, выдающими, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет. При авторотации или на режимах, близких к самовращению несущих винтов, срыв потока на перекрещивающихся их лопастях отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме горизонтального полета и, как следствие, достичь скорости полета 450 или 420 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность, высоту и дальность полета МБСВ со схемой перекрещивающихся несущих разновеликих винтов, являющейся наиболее эффективной многовинтовой схемой при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она обеспечивает уменьшение расхода мощности, массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание, а также повысить безопасность. Кроме того, это позволит также увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете, особенно, дизельного МБСВ.Due to the presence of these features, it is possible to carry out a multi-rotor unmanned high-speed helicopter (MBSV) containing a dorsal fin, forming with an arrow-shaped stabilizer having a straight section along the trailing edge, a T-plumage mounted under the vertical tail and equipped at the tip of its trapezoid keel with a shock absorber strut chassis wheels, and main spaced bearings with front fixed wheels in droplets when viewed from above, fairings mounted on the wing axle end outward sweep washers, forming a U-shaped configuration with a low backward sweep wing in an arc when viewed from the front, and is made with a propulsion system and according to the concept of distributed traction of intersecting screws placed in twin-screw modules of the longitudinal four-screw circuit RTPV-X2 + 2, which has two pairs of different-sized rotors, both the largest and the smallest of them on the front pylon, and the smaller and large on the vertical tail mounted when viewed from the side on the elongated V-shaped output shafts daily gears, inclined respectively at angles of 12.5 ° from the vertical, forward and backward along the plane of symmetry. MBSV is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw longitudinal bearing scheme into the flight configuration of a five-rotor rotorcraft, which has rotor deflected forward and backward in flight, respectively, of a twin-screw longitudinal bearing scheme and a twin-screw propulsion-bearing longitudinal system, but also a propelling screw of the propulsion system with its independent rotation and rear position at the end of the tail boom behind the vertical trapezoidal plumage, creating the corresponding screws Olsha front with lower back and lower front to the rear of a large oblique blasting respectively inclined and propulsive thrust, but also marching cravings for high-speed cruising. In the supporting system, the front and rear of the smaller screws made with a diameter determined from the relation: d = 0.7065 × D, m (where: D and d are the diameters of the larger and smaller screws in their front and rear groups, respectively), have axes their rotations, deflected inward to the center of mass from the vertical axis of the corresponding intermediate gears, spaced along the axis of symmetry at a distance that ensures rotation of the front and rear rotors without their mutual influence and overlap. The engine power redistributed by the intermediate gearboxes to the smaller screws is determined from the relation: N = 0.7065 × n, kW (where: N and n are the power transmitted respectively to the larger and smaller screws in the front and rear of their group, each of which receives through the main gearbox the power distributed equally between them). Transmission system, including a multi-threaded two-level main gearbox, providing transfer of takeoff power from two TDDs located in the aft part of the fuselage to each pair of front and rear group of screws by means of corresponding L-shaped intermediate gearboxes in the plane of symmetry, the input shafts of which are connected by longitudinal shafts to the upper the level of the output shafts of the main gearbox, which also has a stern output shaft of the pusher propeller, equipped in front of the last electromagnetic clutch and made the plane of symmetry of the H-shaped configuration, the lower level of the input shafts of which are located in the plane of symmetry and are connected with the TDD located in front and behind the respective input shafts and made to select their take-off power, respectively, with the rear and front output of the shaft, each of which forms the synchronization system is equipped with two freewheels, issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight, any excess TDD and any one in case of failure or DAT at their failure, the control signal for the automatic change winged flight configuration in gyroplane or helicopter. During autorotation or in regimes close to self-rotation of the rotors, the flow stall at their intersecting blades is moved to higher flight speeds, which will allow, due to aerodynamic symmetry with respect to the center of mass, to eliminate the loss of lift due to stalling the flow from the retreating blades in the mode horizontal flight and, as a result, achieve a flight speed of 450 or 420 km / h, respectively. All this will increase the climb rate, altitude and range of the MBSV flight with the scheme of intersecting multi-sized rotors, which is the most effective multi-rotor scheme for operations with vertical lifting of loads, as it provides a reduction in power consumption, structural mass, noise level, vibration, and technical costs service as well as improve safety. In addition, this will also increase the payload, take-off weight and weight return, but also increase transport and fuel efficiency in high-speed horizontal flight, especially diesel MBSV.
Предлагаемое изобретение МБСВ с четырьмя разновеликими перекрещивающимися несущими винтами, низкорасположенным крылом обратной стреловидности и толкающим винтом, позволяющим с крылом при крейсерском скоростном его полете снизить нагрузку на несущие винты, иллюстрируется общими видами на фиг. 1.The present invention MBSW with four different-sized intersecting rotors, a low-lying reverse sweep wing and a pusher propeller, which allows to reduce the load on the rotors with the wing during its cruising high-speed flight, is illustrated by general views in FIG. one.
На фиг. 1 изображен МБСВ исполнения РТПВ-Х2+2 на общих видах сверху и сбоку соответственно а) и б) с расположением на конце тонкой хвостовой балки толкающего винта, но и на переднем пилоне и вертикальном оперении соответствующих групп несущих разновеликих двухлопастных винтов соответственно большого с меньшим и меньшего с большим для различных вариантов его использования:In FIG. Figure 1 shows the MBSV version RTPV-X2 + 2 in general top and side views a) and b), respectively, with a pushing screw located at the end of the thin tail boom, but also on the front pylon and in the vertical tail of the corresponding groups of bearing different-sized two-bladed propellers, respectively, large with smaller and smaller with large for various options for its use:
а) в полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой продольной схемы РТПВ-Х2+2, несущие винты которой при виде сверху имеют вращение по часовой стрелке и против соответственно между винтами передним большим с меньшим задним и между передним меньшим с большим задним винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно и вдоль оси симметрии;a) in the flight configuration of a helicopter of a four-screw longitudinal circuit RTPV-X2 + 2, the rotors of which, when viewed from above, rotate clockwise and counterclockwise, respectively, between the front large rotor with the smaller rear rotor and between the front smaller rotor with the larger rear rotor arranged in the plan with the corresponding their blades perpendicular and along the axis of symmetry;
б) в полетной конфигурации пятивинтового винтокрыла с двухвинтовой продольной несущей схемой и двухвинтовой движительно-несущей продольной системой для создания подъемной силы совместно с крылом и пропульсивной тяги совместно с маршевой горизонтальной тягой, обеспечиваемой задним толкающим винтом.b) in the flight configuration of a five-rotor rotorcraft with a twin-screw longitudinal bearing scheme and a twin-screw propulsion-bearing longitudinal system to create lift together with the wing and propulsive thrust together with the mid-flight thrust provided by the rear thrust propeller.
Многоцелевой МБСВ, представленный на фиг. 1 и снабженный движительной системой, выполнен по продольной схеме и концепции РТПВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и умеренного удлинения низкорасположенное крыло 2 обратной стреловидности (см. фиг. 1a), имеющее по всему размаху закрылки 3 и флаппероны 4, но и концевые обтекатели 5 главного колесного шасси 6, выполненные каплевидной формы в плане и смонтированные на подкрыльных концевых шайбах 7 обратной стреловидности. При этом трапециевидное вертикальное оперение 8 содержит подфюзеляжный киль 9, имеющий руль направления 10 и образующий со стреловидным стабилизатором 11, имеющим спрямленный участок задней его кромки, подфюзеляжное Т-образное оперение, смонтированное под вертикальным оперением 8 и оснащенное на законцовке его трапециевидного киля амортизационной стойкой заднего колеса 12 трехопорного неубирающегося шасси (см. фиг. 1б). Стреловидный стабилизатор 11, имеющий по всему размаху рули высоты 13, обеспечивает спрямленным участком задней его кромки свободное вращение заднего толкающего винта 14 движительной системы и ограничивает концевыми его частями подход с обеих сторон к нему, что повышает безопасность обслуживающего персонала на земле. Несущая система размещена в двухвинтовых модулях продольной четырехвинтовой схемы РТПВ-Х2+2, имеющей в двух парах разновеликие несущие винты как большой 15 и меньший 16 из них на переднем пилоне 17, так и меньший 18 и большой 19 на вертикальном оперении 8, установленные при виде сбоку на удлиненных V-образных выходных валах в обтекателях 20 промежуточных редукторов, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад вдоль плоскости симметрии. Передний пилон 17, выполненный в виде каплевидной формы в плане, и вертикальное оперение 8, имеющие в верхней части каждого из них соответствующие обтекатели 20 несущих винтов. Во время аварийной посадки на режиме авторотации четырех перекрещивающихся несущих винтов передней группы 15-16 и задней группы 18-19 для разгрузки крыла 2 его закрылки 3 и флаппероны 4 автоматически отклоняются на углы 40° и 20° соответственно, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 75° и 47°. Промежуточные редукторы разнесены вдоль оси симметрии на расстоянии, обеспечивающем при этом вращение передних и задних несущих винтов без взаимного их влияния и перекрытия (см. фиг. 1а) как между большим 15 передним и меньшим 18 задним винтами, отклоненными вперед по полету, так и меньшим 16 передним и большим 19 задним винтами, отклоненными назад по полету (см. фиг. 1б), выполненными с полужестким креплением лопастей соответственно как без, так и с изменением циклического их шага. При этом для управления креном и маневрирования на низких скоростях полета этого вполне достаточно - ведь несущие винты 16 и 19, вращающиеся на режиме, близком к самовращению, не участвуют в создании ощутимой (почти 5,6%) горизонтальной тяги в крейсерском полете. Кроме того, крыло 2 и толкающий винт 14 позволяют снизить нагрузку на несущие винты, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти и, особенно, несущих винтов 15 и 18, но и избежать срыва потока на них наравне с винтами 16 и 19, компенсирующих автоматом перекоса эту разницу, циклически уменьшая угол атаки лопастей данных винтов на наступающей стороне и увеличивая на отступающей. На вертолетных режимах полета в несущей системе между разновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения как в передней 15-16, так и задней 18-19 группе винтов, но и одинакового их вращения между разновеликими винтами передней и задней группы винтов, например, при виде с верху по часовой стрелке и против соответственно между винтами передним 15 большим с меньшим 18 задним и между передним меньшим 16 с большим 19 задним винтами, размещенными в плане с соответствующими их лопастями перпендикулярно и вдоль оси симметрии (см. фиг. 1а). Имеется дублированная стабилизирующая система, обеспечивающая на режиме висения и на переходных режимах полета стабилизацию продольного и поперечного положения МБСВ и стабилизацию по угловой скорости тангажа и крена, но и демпфирования рыскания и изменения высоты полета.The multi-purpose MBSV illustrated in FIG. 1 and equipped with a propulsion system, is made according to the longitudinal scheme and concept of RTPV-X2 + 2, contains a fuselage 1 and of moderate elongation, a low-lying reverse sweep wing 2 (see Fig. 1a) having
Дизельная СУ, состоящая из двух мотогондол 21, в каждой из которых имеется, например, ТДД, выполненных для отбора их взлетной их мощности с задним и передним выводом вала. Каждый из последних, образуя с соответствующим соединительным валом и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода и сцепления (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность двух ТДД, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе, так как все несущие винты и задний толкающий винт имели независимые приводы. При этом система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение их мощности при переходе в режим крейсерского полета с несущих винтов на задний толкающий винт (на несущие винты при переходных режимах полета подается 20% крутящего момента, допускаются режимы как близкий к их самовращению, так и их авторотация для аварийной посадки), но и уменьшение подводимой мощности от двигателей со 100% до 30% располагаемой взлетной мощности СУ, которой было достаточно для привода толкающего винта при скоростном полете. Последнее предопределяет и существенно меньший расход топлива и, следовательно, большой радиус действия МБСВ. Передача взлетной мощности от двух ТДД к передней 15-16 и задней 18-19 группе несущих винтов обеспечивается посредством соответствующих Г-образных в плоскости симметрии промежуточных редукторов, входные валы которых связаны продольными валами с верхним уровнем выходных валов многопоточного главного Н-образного в плоскости симметрии редуктора, имеющего как входные валы нижнего уровня, которые расположены в плоскости симметрии и связаны с ТДД, так и кормовой выходной вал для передачи крутящего момента на толкающий винт 14, снабженный перед последним электромагнитной муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Трехопорное неубирающееся колесное шасси, главные боковые опоры с колесами 6 смонтированы в подкрыльных обтекателях 5 крыла 2, вспомогательная задняя опора с колесом 12 - в обтекателе килевой поверхности 9.Diesel SU, consisting of two
Управление дизельным МБСВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага передней 15-16 и задней 18-19 группы несущих винтов, а также и изменением циклического шага несущих винтов: переднего меньшего 16 и заднего большего 19, но и отклонением рулевых поверхностей: флапперонов 4, рулей направления 10 и рулей высоты 12, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и несущими винтами передней 15-16 и задней 18-19 их группы, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно задним толкающим винтом 14 и несущими винтами передней 15-16 и задней 18-19 их группы, на режиме висения только несущими винтами 15-16 и 18-19, на режиме перехода - крылом 2 с несущими винтами 15-16 и 18-19. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) закрылки 3 и флаппероны 4 крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие винты 15-16 и 18-19 и отключением от трансмиссии заднего толкающего винта 14 (см. фиг. 1б). После создания необходимой подъемной тяги несущими винтами 15-16 и 18-19 обеспечиваются вертолетные режимы полета. При его полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы реактивные моменты с учетом отклонения вдоль оси симметрии осей вращения несущих винтов 15-18 и 16-19 соответственно вперед и назад по полету компенсируются полностью за счет также взаимно противоположного их вращения между винтами как в соответствующих группах, так и одноименными винтами передней и задней групп, например между большим передним 15 и большим задним 19 и т.п.Management of diesel MBSV is ensured by a general and differential change in pitch of the front 15-16 and rear 18-19 group of rotors, as well as by changing the cyclic pitch of the rotors: front smaller 16 and rear larger 19, but also by the deviation of the steering surfaces:
При висении на вертолетных режимах полета продольное управление МБСВ осуществляется изменением шага винтов переднего большего 15 и заднего меньшего 18, оси вращения которых отклонены на удлиненных валах вперед по полету (см. фиг. 1б). Путевое управление при висении с декомпенсацией реактивного момента обеспечивается дифференциальным отклонением лопастей также переднего большего 15 и заднего меньшего 18 при повышении эффективности всех несущих винтов. Поперечное управление обеспечивается изменением циклического шага переднего меньшего 16 и заднего большего 19 несущих винтов, осуществляющих поперечную балансировку при одновременном изменении шага винтов этих групп. Отсутствие при висении перекрытия как переднего 18 и заднего 19, так и левого 14 и правого 15 несущих винтов также снижает вредное взаимовлияние и повышает их заполнение, что, в свою очередь, значительно уменьшает проблему срыва потока. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются закрылки 3 и флаппероны 4 крыла 2 и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих винтов 15-16 и 18-19 на задний толкающий винт 14 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет МБСВ в полетной конфигурации пятивинтового винтокрыла, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 10 подфюзеляжного киля 9. Продольное и поперечное управление МБСВ при горизонтальном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 12 и флапперонов 4 крыла 2 соответственно. При этом исключение от продольного и поперечного управления МБСВ и, особенно, поперечного его управления несущих винтов 16 и 18 с изменением циклического их шага не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на лопастях несущих винтов на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета 400-420 км/ч На крейсерских режимах скоростного полета МБСВ при создании маршевой тяги задним толкающим винтом 14 и пропульсивной тяги его несущими винтами 15-16 и 18-19 соответственно передний и задний их групп имеют взаимно противоположное их вращения в каждой группе винтов и, тем самым, соответственно увеличивают КПД этих винтов, обеспечивают более плавное обтекание крыла 2 и стабилизатора 11 и весьма повышают эффективность движительной системы и несущей группы винтов.When hovering in helicopter flight modes, MBSW longitudinal control is carried out by changing the pitch of the front screws greater than 15 and rear ones smaller than 18, the axis of rotation of which are deflected forward on the elongated shafts (see Fig. 1b). The directional control when hovering with decompensation of the reactive moment is provided by the differential deflection of the blades of the front larger 15 and rear smaller 18 as well, while increasing the efficiency of all rotors. Transverse control is provided by changing the cyclic pitch of the front smaller 16 and rear larger 19 main rotors, performing transverse balancing while changing the pitch of the screws of these groups. The absence of the overlap of both the front 18 and the rear 19, and the left 14 and right 15 main rotors while hanging also reduces harmful interference and increases their filling, which, in turn, significantly reduces the problem of flow stall. After vertical take-off and climb to switch to the cruising flight mode, the
Таким образом, дизельный МБСВ, снабженный задним толкающим винтом, выполнен по концепции распределенной тяги перекрещивающихся винтов, размещенных в двухвинтовых модулях продольной четырехвинтовой схемы РТПВ-Х2+2, имеющей две пары разновеликих несущих винтов как большой и меньший из них на переднем пилоне, так и меньший и большой на вертикальном оперении, установленные на удлиненных валах промежуточных редукторов, наклоненных соответственно на углы 12,5° от вертикали вперед и назад вдоль плоскости симметрии. МБСВ снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой продольной несущей схемы в полетную конфигурацию пятивинтового винтокрыла, имеющего отклоненные вперед и назад по полету несущие винты соответственно двухвинтовой продольной несущей схемы и двухвинтовой движительно-несущей продольной системы, но и толкающий винт с независимым его вращением и задним расположением на конце хвостовой балки за вертикальным трапециевидным оперением, создающие соответствующими винтами большим передним с меньшим задним и меньшим передним с задним большим косой их обдувкой соответственно наклонную и пропульсивную тяги, но и маршевую тягу для скоростного крейсерского полета. Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих двухлопастных винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением, и обладает аэродинамической симметрией. Задний толкающий флюгерно-реверсивный винт, создающий маршевую горизонтальную тягу, обеспечивают необходимое как повышение скорости горизонтального полета, так и уменьшение дистанции при посадке с пробегом. Низкорасположенное крыло обратной стреловидности находится вблизи центра масс, создавая дополнительную подъемную силу, разгружают несущие винты, что и предопределяет наравне с высокой тяговооруженностью СУ возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП, КВП и КВВП. Однако нет никаких сомнений в том, что на пути освоения таких многоцелевых МБСВ для специальной и деловой авиации, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Поэтому только на базе имеющихся конструкций вертолетов можно, сокращая сроки освоения дизельных МБСВ, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и МБСВ-1,4 с двумя ТДД типа Е-12 австрийской фирмы DAI (см. табл. 1).Thus, the MBSV diesel equipped with a rear thrust propeller is made according to the concept of distributed thrust of intersecting screws located in twin-screw modules of the longitudinal four-screw circuit RTPV-
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015136828/11A RU2598105C1 (en) | 2015-08-28 | 2015-08-28 | Multirotor unmanned high-speed helicopter |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015136828/11A RU2598105C1 (en) | 2015-08-28 | 2015-08-28 | Multirotor unmanned high-speed helicopter |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2598105C1 true RU2598105C1 (en) | 2016-09-20 |
Family
ID=56938042
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015136828/11A RU2598105C1 (en) | 2015-08-28 | 2015-08-28 | Multirotor unmanned high-speed helicopter |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2598105C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2629483C1 (en) * | 2016-10-03 | 2017-08-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose multi-rotor high-speed helicopter |
| RU2658736C1 (en) * | 2017-06-13 | 2018-06-22 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multirotor high-speed helicopter-aircraft |
| RU2661262C1 (en) * | 2017-09-15 | 2018-07-13 | Владимир Анатольевич Петров | Rotary-wing aircraft |
| CN110116802A (en) * | 2019-05-06 | 2019-08-13 | 北京航空航天大学 | A kind of big loading small-sized unmanned aircraft of high universalizable |
| CN111232228A (en) * | 2020-03-10 | 2020-06-05 | 北京海空行科技有限公司 | Transmission mechanism of tandem double-rotor helicopter |
| CN117774263A (en) * | 2024-02-27 | 2024-03-29 | 众合(辽宁)节能环保材料科技有限公司 | Double-screw extruder for plastic plate production |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2719591A (en) * | 1951-06-05 | 1955-10-04 | Hermann F Schulz | Rotating blade aircraft |
| EP0293173A2 (en) * | 1987-05-25 | 1988-11-30 | The University Of Sydney | Rotor arrangement for a rotorcraft |
| RU2507121C1 (en) * | 2012-06-09 | 2014-02-20 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | High-speed rotary-wing aircraft |
| RU2520843C2 (en) * | 2011-09-12 | 2014-06-27 | Эйрбас Хеликоптерс | High-speed aircraft with long flight range |
-
2015
- 2015-08-28 RU RU2015136828/11A patent/RU2598105C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2719591A (en) * | 1951-06-05 | 1955-10-04 | Hermann F Schulz | Rotating blade aircraft |
| EP0293173A2 (en) * | 1987-05-25 | 1988-11-30 | The University Of Sydney | Rotor arrangement for a rotorcraft |
| RU2520843C2 (en) * | 2011-09-12 | 2014-06-27 | Эйрбас Хеликоптерс | High-speed aircraft with long flight range |
| RU2507121C1 (en) * | 2012-06-09 | 2014-02-20 | 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 |
|---|---|---|---|---|
| RU2629483C1 (en) * | 2016-10-03 | 2017-08-29 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multi-purpose multi-rotor high-speed helicopter |
| RU2658736C1 (en) * | 2017-06-13 | 2018-06-22 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Multirotor high-speed helicopter-aircraft |
| RU2661262C1 (en) * | 2017-09-15 | 2018-07-13 | Владимир Анатольевич Петров | Rotary-wing aircraft |
| WO2019054896A1 (en) * | 2017-09-15 | 2019-03-21 | Владимир Анатольевич ПЕТРОВ | Rotorcraft |
| CN110116802A (en) * | 2019-05-06 | 2019-08-13 | 北京航空航天大学 | A kind of big loading small-sized unmanned aircraft of high universalizable |
| CN111232228A (en) * | 2020-03-10 | 2020-06-05 | 北京海空行科技有限公司 | Transmission mechanism of tandem double-rotor helicopter |
| CN117774263A (en) * | 2024-02-27 | 2024-03-29 | 众合(辽宁)节能环保材料科技有限公司 | Double-screw extruder for plastic plate production |
| CN117774263B (en) * | 2024-02-27 | 2024-05-14 | 众合(辽宁)节能环保材料科技有限公司 | Double-screw extruder for plastic plate production |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| 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 | |
| RU2598105C1 (en) | Multirotor unmanned high-speed helicopter | |
| RU2601470C1 (en) | Unmanned convertible high-speed helicopter | |
| RU2629475C1 (en) | High-speed turbofan combined helicopter | |
| RU2608122C1 (en) | Heavy high-speed rotary-wing aircraft | |
| RU2661277C1 (en) | Unmanned carrier-based convertible rotorcraft | |
| RU2351506C2 (en) | Multipurpose hydroconvertipropeller plane | |
| RU2629478C2 (en) | High-speed helicopter with propulsion-steering system | |
| RU2548304C1 (en) | Multirotor convertible high-speed helicopter | |
| CA3057560A1 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
| RU2636826C1 (en) | High-speed helicopter with crossed screws | |
| RU2652863C1 (en) | High-speed hybrid helicopter-aircraft | |
| CN105730692A (en) | Tilting quad-rotor long-endurance composite aircraft | |
| RU2618832C1 (en) | Multirotor high-speed combined helicopter | |
| RU2521090C1 (en) | High-speed turboelectric helicopter | |
| RU2657706C1 (en) | Convertiplane | |
| RU2550909C1 (en) | Multirotor convertible pilotless helicopter | |
| RU2609856C1 (en) | Fast-speed convertible compound helicopter | |
| RU2310583C2 (en) | Amphibious convertible helicopter | |
| RU2627963C1 (en) | Unmanned rotorcraft with cross-section propellers | |
| RU2611480C1 (en) | Multi-screw unmanned rotorcraft | |
| RU2653953C1 (en) | Unmanned high-speed helicopter-airplane | |
| RU2610326C1 (en) | Fast-speed combined helicopter |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180829 |