Скоростной гибридный вертолет с большим радиусом действия и оптимизированным подъемным несущим винтом

Скоростной гибридный вертолет с большим радиусом действия и оптимизированным подъемным несущим винтом

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Настоящее изобретение относится к винтокрылому летательному аппарату с большим радиусом действия и высокой скоростью движения вперед на крейсерском режиме полета, благодаря оптимизированному подъемному несущему винту.

Более конкретно, настоящее изобретение относится к гибридному вертолету, относящемуся к перспективной концепции летательного аппарата вертикального взлета и посадки (VTOL).

Эта перспективная концепция комбинирует при разумной цене эффективность вертикального полета стандартного вертолета и высокоскоростные характеристики перемещения, делаемые возможными, благодаря установке современных газотурбинных двигателей.

Для ясного понимания объекта настоящего изобретения достаточно вспомнить основные летательные аппараты тяжелее воздуха, соответствующие самолетам и винтокрылому летательному аппарату.

Термин «винтокрылый летательный аппарат» используют для обозначения любого транспортного средства, в котором вся или часть его аэродинамической подъемной силы обеспечивается одним или более воздушными винтами по существу вертикальной оси и большого диаметра, называемыми несущими винтами или вращающимися лопастями.

В категории винтокрылого летательного аппарата имеется несколько различных типов.

Во-первых, имеется вертолет, в котором, по меньшей мере, один основной несущий винт, приводимый в движение соответствующей силовой установкой, обеспечивает аэродинамическую подъемную силу и тяговое усилие. Вертолет способен к полету в режиме висения, оставаясь в постоянной точке в трех измерениях, и может обеспечивать вертикальный взлет и посадку, и он может двигаться в любом направлении (вперед, назад, в сторону (боком, вверх, вниз). Огромное большинство винтокрылых летательных аппаратов, производимых в мире, является вертолетами.

В таком случае имеется автожир (впервые полученный Ла Сервалом), который является винтокрылым летательным аппаратом, в котором несущий винт не получает мощности, но вращается в самопроизвольном вращении под действием скорости винтокрылого летательного аппарата. Тяговое усилие обеспечивается газотурбинным двигателем или воздушным винтом, имеющим ось, которая является по существу горизонтальной при полете в направлении вперед и которая приводится в действие посредством стандартного двигателя. Такая конфигурация не способна к вертикальному полету, если несущий винт первоначально не приводится во вращение посредством вспомогательного устройства, дающему возможность побуждения несущего винта вращаться быстрее: по этой причине автожир не способен к выполнению полета в режиме висения, а только движение вверх или вниз на траекториях полета, имеющих очень крутые наклоны. То есть, так сказать, самолет с широким диапазоном скоростей полета, который не склонен терять скорость и который может использовать короткие взлетно-посадочные полосы.

Жиродин является винтокрылым летательным аппаратом, промежуточным между вертолетом и автожиром, в котором несущий винт обеспечивает только аэродинамическую подъемную силу. Несущий винт нормально приводится в действие посредством силовой установки во время стадий подъема, полета в режиме висения или вертикального полета и посадки, подобно вертолету. Жиродин также имеет дополнительную систему обеспечения тягового усилия, которая существенно отличается от узла несущего винта. При полете в направлении вперед несущий винт продолжает обеспечивать аэродинамическую подъемную силу, но только в режиме самопроизвольного вращения, то есть без мощности, передаваемой к указанному несущему винту. Вариантом осуществления этой концепции является винтокрылый летательный аппарат типа Fairey Jet Gyrodyne.

Было изучено несколько других формул, получивших большее или меньшее распространение, и некоторые дали повод для практических вариантов осуществления.

В этом отношении можно упомянуть сложный винтокрылый летательный аппарат, который обеспечивает взлет и посадку подобно вертолету и летит на крейсерском режиме подобно автожиру: его несущий винт, приводимый в самопроизвольное вращение, благодаря скорости винтокрылого летательного аппарата в направлении вперед, обеспечивает некоторую аэродинамическую подъемную силу, причем остальная подъемная сила обеспечивается вспомогательным крылом, при этом тяговый воздушный винт по существу горизонтальной оси генерирует силу, необходимую для движения при поступательном перемещении. Например, можно упомянуть экспериментальный сложный винтокрылый летательный аппарат типа Farfadet SO 1310, имеющий его несущий винт, обеспечивающий его тяговое усилие благодаря реакции в конфигурации взлет-посадка и вращающийся в режиме самопроизвольного вращения в конфигурации полета на крейсерском режиме, причем в таком случае тяговое усилие обеспечивается посредством воздушного винта. Транспортное средство обеспечено двумя отдельными турбинами для приведения в действие несущего винта и воздушного винта.

Трансформируемый винтокрылый летательный аппарат составляет основу другой особой формулы винтокрылого летательного аппарата. Этот термин охватывает все винтокрылые летательные аппараты, которые изменяют конфигурацию во время полета: взлет и посадка в конфигурации вертолета; а полет на крейсерском режиме в конфигурации самолета, например, с двумя несущими винтами, наклоняемыми (отклоняемыми) на 90 градусов, чтобы действовать в качестве воздушных винтов. Концепция наклоняющегося несущего винта, например, реализована в винтокрылом летательном аппарате типа Bell B0eing V22 Ossprey.

Из этих различных видов винтокрылых летательных аппаратов вертолет является простейшим, и, как результат, он был успешным, несмотря на то, что имел максимальную горизонтальную скорость при поступательном перемещении, составляющую 300 км/час, которая является небольшой и меньшей, чем скорость, которая может быть достигнута, благодаря формулам сложного и трансформируемого типа, которые являются технически более сложными и более дорогими.

В таких условиях были предложены усовершенствования вышеприведенных формул для улучшения летно-технических характеристик, но без приведения к решениям, которые являются сложными, трудными для производства и для управления, а следовательно, дорогими.

Таким образом, в патенте GB-895590 описывается летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий следующие основные элементы:

фюзеляж и два полукрыла, по одному на каждой стороне фюзеляжа,

горизонтальный стабилизатор и управление рулем направления,

по меньшей мере, четыре взаимосвязанных узла привода,

несущий винт,

по меньшей мере, два реверсивных воздушных винта наклона (летательного аппарата относительно поперечной оси), которые поддаются изменению относительно друг друга, и

средство, находящееся под управлением пилота, предназначенное для передачи приводной мощности непрерывно или время от времени к несущему винту и к воздушным винтам.

В таких обстоятельствах несущий винт вращается посредством силовых установок во время взлета и посадки, во время вертикального полета и для горизонтального полета при низкой скорости. При высокой скорости несущий винт вращается свободно без мощности, подаваемой к нему, подобно автожиру, причем вал несущего винта снабжен расцепляющим средством.

В патенте США №3385537 описывается вертолет, содержащий обычным образом фюзеляж, несущий винт и рулевой винт. Несущий винт вращается посредством первой силовой установки. Это транспортное средство также снабжено двумя другими двигателями, причем каждый двигатель размещен на самом дальнем от центра конце двух полукрыльев, расположенных на каждой стороне указанного фюзеляжа. Патент относится к автоматическому изменению наклона лопастей в функции от ускорения, прикладываемого на транспортном средстве во время маневрирования или во время порывов ветра, например, так, чтобы поддерживать правильное распределение аэродинамической подъемной силы между несущим винтом и полукрыльями. Как результат, соответствующее устройство делает вклад в увеличение горизонтальной скорости винтокрылого летательного аппарата благодаря уменьшению рисков потери скорости лопастей, являющихся источниками изменений и повреждений механических узлов и конструкций.

В патенте США №6669137 описан летательный аппарат, снабженный вращающимся крылом для работы при очень низкой скорости. При высоких скоростях вращающееся крыло замедляется и затем останавливается, причем аэродинамическая подъемная сила в таком случае создается Х-образным крылом. При максимальных скоростях вращающееся крыло и Х-образное крыло устанавливаются в заданной конфигурации так, чтобы образовывать вид стреловидное крыло.

Винтокрылый летательный аппарат, соответствующий патенту США №7137591, имеет несущий винт, вращаемый посредством силовой установки, в частности, для взлета, посадки и вертикального полета. Тяговый воздушный винт используют при полете на крейсерском режиме. Причем аэродинамическую подъемную силу генерируют посредством самопроизвольного вращения несущего винта, возможно с помощью от вспомогательного крыла. Кроме того, опора несущего винта может немного наклоняться вперед и назад так, чтобы исключать эффекты вследствие изменений в пространственном положении фюзеляжа, которые могут ухудшить летно-технические характеристики винтокрылого летательного аппарата, благодаря увеличению его аэродинамического сопротивления.

В патенте США №6467726 описан винтокрылый летательный аппарат, по меньшей мере, содержащий:

фюзеляж,

два высокорасположенных крыла,

по меньшей мере, четыре тяговых воздушных винта,

по меньшей мере, два несущих винта без управления циклическим шагом, причем каждый соединен с одним из двух крыльев,

два двигателя и соответствующие средства для передачи мощности к несущим винтам и воздушным винтам, и

систему управления общим и циклически шагом для каждого воздушного винта и для каждого несущего винта.

В полете на крейсерском режиме аэродинамическая подъемная сила развивается двумя крыльями, так что аэродинамическая подъемная сила вследствие несущего винта исключается либо посредством расцепления несущего винта через посредство муфты, предусмотренной для этой цели, или посредством адекватной установки общего шага лопастей несущего винта.

Патент США №6513752 относится к винтокрылому летательному аппарату, содержащему

фюзеляж и крыло,

два воздушных винта переменного шага,

несущий винт с «концевыми» массами,

силовую установку, приводящую в действие воздушные винты и несущий винт,

средство управления для регулирования шага воздушных винтов так, чтобы:

при полете в направлении вперед тяговое усилие от воздушных винтов прикладывалось к передней части винтокрылого летательного аппарата, и

при полете в режиме висения функция управления рулевым винтом обеспечивается посредством одного воздушного винта, обеспечивающего тяговое усилие к передней части, и другого воздушного винта - к задней части винтокрылого летательного аппарата, причем несущий винт приводится в действие посредством силовой установки,

силовая установка содержит двигатель и муфту, которая благодаря отсоединению несущего винта от двигателя дает возможность несущему винту вращаться быстрее, чем выпуск из указанного двигателя, вследствие вышеупомянутых масс.

Также определяется, что муфта обеспечивает возможность режима самопроизвольного вращения при полете в направлении вперед. Помимо всего прочего, силовая коробка передач, расположенная между силовой установкой и воздушными винтами, дает возможность указанным воздушным винтам работать с множеством скоростей вращения относительно скорости выпуска из указанной силовой установки.

Наконец, уместно процитировать патентную заявку US-2006/0269414 A1, соответствующую известному уровню техники, которая посвящена особой проблеме улучшения летно-технических характеристик вертолета, как во время вертикального полета, так и во время полета на крейсерском режиме. В таком случае высокая скорость вращения несущего винта является желательной в полете на крейсерском режиме, причем указанная скорость вращения может уменьшаться во время увеличения скорости вертолета в направлении вперед.

Следовательно, изобретение, описанное в патентной заявке US-2006/0269414 A1, более точно относится к основной коробке передач, связанной со второй силовой коробкой передач, приводимой в действие посредством силовой установки. Вторая коробка передач включает в себя муфту, которая при сцеплении увлекает основную коробку передач в первую скорость вращения с расцеплением, сообщающим ей вторую скорость вращения, которая меньше первой скорости вращения. Естественно, что основная коробка передач приводит в действие несущий винт (несущие винты).

Тем не менее, из вышеприведенных рассмотрений можно видеть, что технические решения, которые склонны улучшать летно-технические характеристики винтокрылого летательного аппарата, основаны по существу на следующих предложениях:

управлении несущего винта при двух разных скоростях вращения, относящихся, во-первых, к вертикальному полету и, во-вторых, к полету на крейсерском режиме, посредством приводной системы с переменными отношениями скоростей между силовой установкой, несущим винтом, воздушным винтом (воздушными винтами) и различными составными элементами приводной системы,

управлении несущим винтом в режиме автожира во время полета на крейсерском режиме: несущий винт вращается без подаваемого приводного усилия и затем обеспечивает некоторую или всю аэродинамическую подъемную силу, но также ведет к сопротивлению, которое, тем не менее, ведет к потере мощности вследствие низкого аэродинамического качества, тогда как в противоположность этому несущий винт вертолета обеспечивает винтокрылому летательному аппарату тяговое усилие в направлении, требуемом пилотом.

В частности, наблюдается, что работа несущего винта в самопроизвольном вращении подобно автожиру во время полета на крейсерском режиме делает необходимым в принципе отсоединение вала для приводного вращения несущего винта от всей силовой трансмиссионной системы.

Следовательно, это разделение получают посредством, например, муфты, имеющей единственную функцию предотвращения несущего винта от вращения силовой установкой (силовыми установками), и делать это только во время перехода из вертикального полета в полет на крейсерском режиме.

Устройство такого типа, таким образом, сообщает дополнительную массу и стоимость и вызывает проблему в отношении безопасности.

Остановка несущего винта и реконфигурирование его, например, трехлопастной несущий винт, остановленный в особой конфигурации, служит в качестве стреловидного крыла для полета при высокой скорости вперед, или фактически после остановки можно предполагать складывание несущего винта поверх фюзеляжа во время стадии перехода от винтокрылого летательного аппарата к самолету.

Можно понять, что эти решения усложняют техническую реализацию и делают вклад в увеличение массы и, таким образом, в увеличение устанавливаемой мощности и, следовательно, последующих расходов, но без того, чтобы получать оптимизированное транспортное средство.

Объектом настоящего изобретения является предложение несущего винта, оптимизированного для гибридного вертолета, также иногда называемого ниже как «транспортное средство», который делает возможным преодоление вышеупомянутых ограничений.

Гибридный вертолет должен быть способным к эффективному выполнению задач в течение длительных периодов времени вертикального полета и также выполнению полета на крейсерском режиме при высокой скорости, тогда как, также давая возможность использовать большие радиусы действия.

В этом отношении различные примеры летно-технических характеристик и числовых данных, соответствующие конкретным и иллюстративным применениям, не должны ни в коем случае рассматриваться как ограничительные.

В таких обстоятельствах типовая задача соответствует, например, транспортировке 16 пассажиров при скорости 220 узлов (kt) в транспортном средстве, имеющем массу, составляющую приблизительно 8 метрических тонн (t), для доставки на расстояние 400 морских миль (n.miles), на высоте 1500 метров (m) в условиях международной стандартной атмосферы (ISA), определяющих стандартную атмосферу.

Такие летно-технические характеристики являются высоко исключительными по сравнению с летно-техническими характеристиками стандартного вертолета, например, типа AS 332 MKII, заявителя, даже хотя его летно-технические характеристики уже являются замечательными, в частности, для подобного тоннажа: рекомендуемая крейсерская скорость 141 узел для подобного расстояния и быстрая крейсерская скорость 153 узла.

В соответствии с настоящим изобретением гибридный вертолет с дальним радиусом действия и высокой скоростью движения вперед и имеющий следующие основные элементы:

авиационную конструкцию, то есть общую конструкцию транспортного средства, содержащую, в частности:

фюзеляж;

поверхность, обеспечивающую аэродинамическую подъемную силу, закрепленную на фюзеляже; и

поверхности для стабилизации и маневрирования, в частности, для тангажа: горизонтальный стабилизатор, по меньшей мере, с одной поверхностью управления по тангажу, подвижной относительно передней части или «горизонтальной плоскости»; и для рулевого управления: по меньшей мере, один соответствующий стабилизатор; и

интегральную приводную систему, образуемую

механической соединительной системой между, во-первых, несущим винтом с управлением общим шагом и циклическим шагом лопастей указанного несущего винта и, во-вторых, по меньшей мере, одним единственно обеспечивающим тяговое усилие воздушным винтом с управлением общим шагом лопастей указанного воздушного винта; и

по меньшей мере, одним газотурбинным двигателем, приводящим в действие механическую соединительную систему;

является замечательным в том отношении, что скорость вращения Ω несущего винта равна первой скорости вращения Ω1 до первой скорости полета V1 траектории полета указанного гибридного вертолета, а затем постепенно уменьшается при использовании линейной зависимости как функции скорости полета траектории полета указанного гибридного вертолета.

Если скорость вращения несущего винта радиуса R гибридного вертолета, перемещающегося со скоростью V полета траектории полета, равна Ω, то результирующая скорость воздуха на конце движущейся поступательно лопасти составляет V+U на вершине лопасти, имеющей скорость U, равна ΩR. При таком режиме наклон указанной линейной зависимости предпочтительно равен (-1/R) в системе координат, в которой скорость V откладывается по оси абсцисс, а скорость Ω - по оси ординат. Число Маха на вершине, движущейся поступательно, лопасти в таком случае остается постоянным.

На практике скорость вращения несущего винта постепенно уменьшается до второй скорости вращения Ω2, соответствующей второй скорости V2 полета траектории полета, которая является максимальной скоростью гибридного вертолета.

Тем не менее, будет очевидно, что гибридный вертолет может находиться в полете на крейсерском режиме при скорости полета траектории полета, которая является произвольной, обеспечивая ее менее или равной максимальной скорости полета траектории полета, так что скорость вращения Ω несущего винта равна ее первой скорости вращения ниже скорости V1 и в таком случае определяется вышеуказанной линейной зависимостью между скоростью V1 и второй скоростью полета траектории полета или максимальной скоростью V2.

Как объясняется ниже, эта характеристика является существенной в том смысле, что она делает возможным поддержание числа Маха на поступательно движущихся внешних концах лопастей несущего винта при величине, которая не больше 0,85, на которую делается ссылка как на максимальное число Маха. Это значение устанавливается так, чтобы оставаться всегда ниже числа Маха дивергенции сопротивления, при котором сопротивление несущего винта значительно увеличивается, отрицательно влияя в соответствии с этим на аэродинамическое качество транспортного средства и, следовательно, на его летно-технические характеристики, генерируя в то же самое время вибрацию, которая является проблемой в отношении комфорта, безопасности и срока службы компонентов указанного транспортного средства.

Скорость вращения несущего винта винтокрылого летательного аппарата кондиционируют посредством диаметра несущего винта, поскольку скорость на вершине лопасти ограничивается специалистом, квалифицированным в этой области техники, до скорости, лежащей в диапазоне 200-250 м/сек для предотвращения ухудшения аэродинамических характеристик указанного несущего винта.

Скорость полета вершины «поступательно движущейся» лопасти равна скорости полета вследствие скорости V в направлении вперед винтокрылого летательного аппарата плюс скорость полета U вследствие вращения несущего винта.

Следовательно, и при данной скорости вращения несущего винта любое увеличение в скорости в направлении вперед винтокрылого летательного аппарата ведет к пропорциональному увеличению числа Маха, равного скорости на вершине лопасти, деленной на скорость звука. Как указано выше, достаточно поддерживать число Маха меньшим или равным числу Маха дивергенции сопротивления для профиля вершины, соответствующему появлению эффектов сжимаемости в воздушном потоке на вершине лопасти, ведущих к вышеупомянутым проблемам.

В качестве примера и на основе, во-первых, максимального числа Маха, установленного равным 0,85, и, во-вторых, скорости 220 м/сек на вершине лопасти вследствие вращения несущего винта, имеющего диаметр 16, в полете в режиме висения, установлено, что число Маха перемещающейся лопасти достигает величины 0,95, когда винтокрылый летательный аппарат поступательно движется со скоростью, равной 125 узлов, и на высоте 1500 м, при температурных условиях международной стандартной атмосферы, то есть при температуре 5°С.

Таким образом, очевидно, что поскольку намеченная максимальная скорость поступательного движения намного выше этого значения, например 220 узлов, то важно исправить любое увеличение числа Маха.

В соответствии с настоящим изобретением, таким образом, предлагается от скорости 125 узлов постепенно уменьшать скорость вращения несущего винта от первой скорости вращения Ω1 указанного несущего винта до его второй скорости вращения Ω2, для ограничения скорости у вершины поступательно движущейся лопасти, например, до 171 м/сек при скорости полета траектории полета, составляющей 220 узлов, так, чтобы поддерживать число Маха на вершине поступательно движущейся лопасти при значении 0,85.

Естественно, что это уменьшение скорости вращения несущего винта сопровождается падением аэродинамической подъемной силы указанного несущего винта. Следовательно, крыло компенсирует это падение аэродинамической подъемной силы так, чтобы делать вклад 31% в аэродинамическую подъемную силу при скорости 220 узлов, как упоминалось выше в контексте конкретного применения.

Также, должно быть очевидно, что крыло генерирует аэродинамическую подъемную силу независимо от скорости винтокрылого летательного аппарата в направлении вперед, за исключением нахождения в режиме висения, в случае которого оно представляет особый эффект «отрицательной подъемной силы», связанный с аэродинамическим взаимодействием между несущим винтом и указанным крылом.

Следовательно, аэродинамическую подъемную силу от несущего винта в полете на крейсерском режиме предпочтительно регулируют с помощью соответствующего предпочтительно автоматического устройства для регулирования общего шага во время работы со скоростью вращения несущего винта, используя ссылочный диапазон значений для указанной скорости вращения несущего винта.

При таком режиме и для конкретной изучаемой версии скорость вращения Ω несущего винта равна первой скорости вращения Ω1, составляющей приблизительно 260 оборотов в минуту, до первой скорости в направлении вперед, более корректно называемой первой скоростью V1 полета траектории полета, составляющей 125 узлов. Выше этой скорости и до второй скорости полета траектории полета, составляющей 220 узлов, скорость вращения несущего винта постепенно уменьшается до второй скорости вращения Ω2, составляющей приблизительно 205 оборотов в минуту.

Таким образом, предпочтительно используют следующие значения:

первая скорость вращения Ω1 несущего винта: 263 оборотов в минуту;

вторая скорость вращения Ω2 несущего винта: 205 оборотов в минуту;

первая скорость полета V1 траектории полета: 125 узлов; и

вторая скорость полета V2 траектории полета: 220 узлов.

Это предпочтительное решение соответствует максимальному аэродинамическому качеству несущего винта приблизительно 12,2 в диапазоне 150-220 узлов, причем аэродинамическое качество несущего винта, взятое вместе с крылом, превышает 12 выше 150 узлов.

Следовательно, гарантируется, что число Маха у вершин поступательно движущихся лопастей меньше 0,85 до первой скорости полета траектории полета и затем поддерживается постоянным и равным 0,85 между первой и второй скоростями полета траектории полета.

Кроме того, внешние скорости вращения газотурбинного двигателя (газотурбинных двигателей), воздушного винта (воздушных винтов), несущего винта и механической соединительной системы являются взаимно пропорциональными, причем коэффициент пропорциональности является постоянным, независимо от конфигурации полета гибридного вертолета в нормальном режиме интегральной приводной системы.

Таким образом, может быть очевидным, что, если гибридный вертолет имеет только один газотурбинный двигатель, то он вращает несущий винт и воздушный винт (воздушные винты) через посредство механической соединительной системы. Если гибридный вертолет снабжен двумя или более газотурбинными двигателями, то несущий винт и воздушный винт (воздушные винты) приводятся в таком случае во вращение через посредство механической соединительной системы посредством указанных газотурбинных двигателей.

Другими словами, силовая трансмиссионная система (система передачи мощности) работает без какого-либо переменного коэффициента вращения между газотурбинным двигателем (газотурбинными двигателями), воздушным винтом (воздушными винтами), несущим винтом и механической соединительной системой.

Следовательно, а также предпочтительно, несущий винт всегда приводится во вращение посредством газотурбинного двигателя (газотурбинных двигателей) и всегда развивает аэродинамическую подъемную силу при любой конфигурации транспортного средства.

Таким образом, во время стадий полета в нормальной конфигурации, то есть исключая конфигурацию полета в самопроизвольном вращении, или с целью тренировки отказа двигателя, или в результате фактического отказа двигателя, указанный, по меньшей мере, один газотурбинный двигатель всегда механически соединен с несущим винтом. Таким образом, несущий винт всегда приводится во вращение посредством указанного, по меньшей мере, одного газотурбинного двигателя на любой стадии полета в нормальной конфигурации, поскольку конфигурация полета при самопроизвольном вращении не составляет стадию полета, образующую нормальную конфигурацию.

Помимо всего прочего, то, что несущий винт всегда развивает некоторую аэродинамическую подъемную силу, он приспособлен для более точного обеспечения всей аэродинамической подъемной силы гибридного вертолета во время стадий взлета, посадки и вертикального полета и для обеспечения части аэродинамической подъемной силы во время полета на крейсерском режиме, причем в таком случае крыло участвует в поддерживании указанного гибридного вертолета.

Кроме того, и как более подробно описано ниже, важно видеть, что способность гибридного вертолета к достижению высоких скоростей в направлении вперед делает необходимым уменьшение скорости воздушного потока на вершинах поступательно движущихся лопастей несущего винта для предотвращения какого-либо риска явления сжимаемости в указанном воздушном потоке. Другими словами, необходимо уменьшать скорость вращения указанного несущего винта без увеличения его среднего коэффициента аэродинамической подъемной силы, приводя, таким образом, к уменьшению аэродинамической подъемной силы, обеспечиваемой несущим винтом.

Таким образом, несущий винт передает часть аэродинамической подъемной силы гибридному вертолету в полете на крейсерском режиме, возможно также с небольшим вкладом в тягу или тяговые усилия (действуя как вертолет), или без какого-либо вклада в аэродинамическое сопротивление (действуя как автожир). Этот режим работы, таким образом, ведет к тому, что меньше мощности передается с целью предоставления возможности несущему винту обеспечивать тягу. Необходимо видеть, что небольшой вклад в тяговые усилия делается диском несущего винта, отклоняемым к передней части транспортного средства только на небольшую величину. Этот процесс ухудшает аэродинамическое качество несущего винта очень немного, так что это, следовательно, более предпочтительно в отношении баланса мощности, чем дополнительное требование тяги, передаваемой воздушным винтом (воздушными винтами).

Чтобы делать это в полете на крейсерском режиме, крыло обеспечивает дополнительную требуемую аэродинамическую подъемную силу.

Крыло предпочтительно составлено из двух полукрыльев, расположенных на каждой стороне фюзеляжа. Эти полукрылья могут составлять высокорасположенное крыло, в случае которого они предпочтительно имеют отрицательный двугранный угол. Тем не менее, они могут также составлять низкорасположенное крыло, предпочтительно имеющее положительный двугранный угол, или фактически промежуточное крыло любого двугранного угла. Форма этих полукрыльев на виде сверху может соответствовать, в зависимости от разновидности, полукрыльям, которые являются прямоугольными, трапециевидными, с обратной стреловидностью, стреловидными и так далее. Размах всего крыла предпочтительно лежит в диапазоне 7-9 м для транспортного средства, имеющего максимальную санкционированную взлетную массу приблизительно 8 т.

В предпочтительной версии общий размах крыла по существу равен радиусу несущего винта, то есть по существу равен 8 м, причем хорда крыла устанавливается равной 1,5 м, то есть дающая относительное удлинение (крыла) приблизительно 5,3. Однако эти размеры не исключают крыла другого относительного удлинения.

В одном варианте осуществления настоящего изобретения крыло снабжено элеронами.

Гибридный вертолет предпочтительно снабжен двумя тяговыми воздушными винтами, расположенными на каждой стороне фюзеляжа, предпочтительно на концах двух полукрыльев. Для обеспечения требуемых летно-технических характеристик транспортного средства, каждый воздушный винт имеет диаметр, возможно, но не обязательно, лежащий в диапазоне 2,5-4,5 м, с диаметром воздушных винтов, составляющим 2,6 м в конкретной версии, которая была изучена, как объяснено ниже.

Естественно, поскольку несущий винт всегда приводится в действие механически посредством газотурбинного двигателя (газотурбинных двигателей), несущий винт генерирует «противоположный крутящий момент несущего винта», склонный заставлять фюзеляж поворачиваться в противоположном направлении (вращения) ротора. Обычно производители устанавливают рулевой винт (для гашения момента от несущего винта) на задней стороне фюзеляжа для компенсации крутящего момента несущего винта. Этот рулевой винт в стандартном вертолете размещен за фюзеляжем на расстоянии, составляющем приблизительно 1,5 радиуса несущего винта для предотвращения какого-либо механического взаимодействия между ними. Такой винт, обычно, требует приблизительно 12% мощности несущего винта в вертикальном полете. Помимо всего прочего, тяга от указанного винта также используется для рулевого управления вертолетом.

Гибридный вертолет, соответствующий настоящему изобретению, предпочтительно не имеет рулевого винта для упрощения его механических узлов и для уменьшения массы и стоимости транспортного средства, соответственно.

В таких случаях гибридный вертолет оборудуют, по меньшей мере, двумя воздушными винтами, устанавливаемыми на соответствующих полукрыльях на каждой стороне фюзеляжа, причем функции гашения момента (от несущего винта) и рулевого управления выполняют путем побуждения воздушных винтов обеспечивать различную тягу.

Можно видеть, что воздушные винты могут быть размещены по существу в совмещении относительно хордовой плоскости крыльев или полукрыльев, или они могут быть смещены выше или ниже крыльев или полукрыльев, с которыми они соединены посредством несущей опоры.

Другими словами, в вертикальном полете воздушный винт на левой стороне фюзеляжа создает тягу по направлению к задней стороне транспортного средства (или «обратную тягу»), тогда как воздушный винт на правой стороне создает тягу по направлению к передней стороне (или «прямую тягу»), допуская, что несущий винт вращается в направлении против движения часовой стрелки, если смотреть сверху.

Однако размах крыла предпочтительно того же порядка величины, что и радиус несущего винта, то есть как можно более мал вследствие высокого аэродинамического качества несущего винта в полете на крейсерском режиме, как объяснено ниже. Как результат, расстояние между двумя воздушными винтами также одного порядка величины, что и радиус несущего винта. В таких обстоятельствах тяга от воздушных винтов необходима больше, чем от рулевого винта.

Помимо всего прочего, и на основе геометрических данных, приведенных выше в качестве примера, диаметр воздушных винтов должен быть уменьшен от 3,0 м для стандартного вертолета до приблизительно 2,6 м для гибридного вертолета, чтобы обеспечить достаточный промежуток между указанным винтом и указанными воздушными винтами, дополнительно увеличивая в соответствии с этим мощность, необходимую для функции гашения момента от несущего винта.

В любом случае, эта проблема в отношении мощности просто компенсируется большим запасом мощности в вертикальном полете (смотри ниже) и экономией в массе и стоимости из аннулирования рулевого винта и соответствующей системы передачи мощности, как представлено горизонтальным и наклонным валами передачи мощности и коробками передач, известными как «промежуточная» и «задняя» коробки передач.

В варианте осуществления функция гашения момента от несущего винта может также быть выполнена так, чтобы, в вышеприведенном примере, правый воздушный винт развивал двойную тягу, тогда как левый воздушный винт не обеспечивал какой-либо тяги, причем очевидно, что при таком действии циклического шага несущий винт должен в таком случае наклоняться к задней стороне транспортного средства, чтобы балансировать (уравновешивать) тягу от правого воздушного винта. В таких обстоятельствах может быть показано, что требуемая мощность больше чем необходимо, когда два воздушных винта создают тягу в противоположных направлениях.

Естественно, будет очевидно, что промежуточное решение могло соответствовать функции гашения момента от несущего винта, выполняемого путем комбинирования двух вышеуказанных концепций (чисто дифференциальной тяги и двойной тяги без тяги).

Вполне очевидно, что вследствие постоянного коэффициента пропорциональности между скоростями вращения различных компонентов, составляющих интегральную приводную систему, то есть газотурбинный двигатель (газотурбинные двигатели), воздушный винт (воздушные винты), несущий винт и механическая соединительная система, подобно работают при соответствующих первых скоростях вращения и при соответствующих вторых скоростях вращения. Другими словами, первая и вторая скорости вращения ограничены относительно, соответственно, до первой и второй скоростей полета