Многовинтовой скоростной комбинированный винтокрыл

Многовинтовой скоростной комбинированный винтокрыл

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания многовинтовых скоростных комбинированных винтокрылов с системой разнесенной тяги разновеликих винтов в несущей схеме Х2+2, два больших из которой смонтированы на вертикальных опорах, установленных между корпусов обтекателей высокорасположенного биплана как нижнего стреловидного переднего разрезного крыла, так и верхнего заднего крыла обратной стреловидности типа обратная "чайка", и с изменяемым вектором тяги два меньших винта из нее на цельно-поворотных консолях V-образного переднего горизонтального оперения, создающих подъемно-маршевую тягу и выполнение вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП).

Известен комбинированный винтокрыл модели S-72 фирмы «Sikorsky» (США), выполненный по одновинтовой схеме с Х-образным несущим и рулевым винтами, низкорасположенным крылом, имеет два газотурбинных двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на винты, и два турбовентиляторных двигателя, смонтированные в носовой части по обе стороны фюзеляжа и обеспечивающие реактивную маршевую тягу, оперение с управляемым стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Признаки, совпадающие - наличие главного редуктора и соединительных валов трансмиссии, создающих синхронизирующее вращение несущего и рулевого винтов и передающих мощность Х-образному несущему и рулевому винтам, создающим подъемную силу и управление по курсу. Два турбовентиляторных двигателя обеспечивают реактивную тягу при крейсерском скоростном полете, особенно, когда несущий винт станет вращаться на режиме самовращения, как у автожира, создавая только 30% необходимой подъемной силы, а 70% будут создаваться крылом, что должно было обеспечить винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а избыточная тяговооруженность его силовой установки, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе, создает диапазон скоростей его полета 345…485 км/ч.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, имеет большой объем регламентных работ и является дорогим в эксплуатации, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Вторая - это то, что силовая установка, включает разнотипные двигатели и, тем самым, усложняет конструкцию и снижает надежность крейсерского полета при отказе одного из двух турбовентиляторных двигателей, а расход топлива оказался более высоким, чем у вертолета, и преимущества автожирного полета нельзя было реализовать полностью, особенно, на коротких маршрутах. Третья - это то, что в винтокрыле одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от его вращения рулевым винтом, которая составляет 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов хвостовой трансмиссии рулевого винта, увеличивающего аэродинамическое сопротивление и создающего опасность для наземного персонала. Четвертая - это то, что вес рулевого винта вместе с хвостовой балкой и агрегатами хвостовой трансмиссии составляет до 15…20% веса пустого винтокрыла и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного веса, причем при вертикальном взлете крыло и два турбовентиляторных двигателя бесполезны, а в горизонтальном полете лишним может оказаться несущий и рулевой винт, что, увеличивая паразитную массу, уменьшает весовую отдачу. Пятая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над прямым крылом. Кроме того, отсутствие системы отбора мощности от турбовентиляторных двигателей исключает возможность упрощения силовой установки. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности.

Известен комбинированный винтокрыл модели «Ротодайн» фирмы «Вестланд» (Англия), содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и на пилоне над фюзеляжем один несущий винт с реактивными соплами на концах его четырех лопастей, силовую установку, включающую два турбовинтовых двигателя, расположенных в гондолах на консолях под крылом, обеспечивающих подачу сжатого воздуха для реактивного привода несущего винта и приводящих во вращение тянущие воздушные винты, хвостовое оперение с горизонтальным стабилизатором и двухкилевым оперением, имеющим складывающиеся верхние части при вертикальном взлете и посадке, и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой опорой.

Признаки, совпадающие - наличие на пилоне над фюзеляжем несущего винта большого диаметром 31,8 м, создающего вертикальную тягу только при вертикальном взлете и посадке, а два турбовинтовых двигателя мощностью по 5250 л.с., используемых располагаемую их мощность при взлете для работы компрессора, который засасывал воздух, сжимал его до четырех атмосфер и подавал через систему трубопроводов к соплам на концах четырех лопастей несущего винта и приводящих тянущие винты, расположенные на крыле, обеспечивающие горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущий винт станет вращаться на режиме самовращения, как у автожира, создавая только 40% необходимой подъемной силы, а 60% будут создаваться крылом, что должно было обеспечить винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а избыточная тяговооруженность его силовой установки, обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем двигателе, создает диапазон скоростей его полета 325…340 км/час и при взлетном весе винтокрыла 24276 кг с полезной нагрузкой 6,0 тонн и обеспечивает его дальность полета 1100 км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания и подъемной силы, и горизонтальной тяги (несущий винт и тянущие винты на крыле), что неизбежно ведет к утяжелению и усложнению аппарата, особенно, с несущим винтом, имеющим управление циклического изменения его шага, шарнирное крепление лопастей и реактивный привод, а также увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации, снижению весовой отдачи и дальности действия. Вторая - это то, что при испытаниях винтокрыла выяснилось, что его конструкция отличается очень большой сложностью и требует доводки и, в частности, при отказе одного из двух турбовинтовых двигателей, что также усложняет путевую стабилизацию из-за отсутствия синхронизирующего вала трансмиссии, что снижает надежность крейсерского полета. Расход топлива оказался более высоким, чем у вертолета, а преимущества автожирного полета нельзя было реализовать полностью, особенно, на коротких маршрутах. Кроме того, уровень шума работающих реактивных сопел несущего винта при взлете и посадке был настолько высок, что делал невозможной эксплуатацию винтокрыла в пригородных районах. Третья - это то, что на режиме висения поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в его вертикальной тяге, затормаживается. При этом, скоростной воздушный поток, отбрасываемый от консолей крыла, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения. Четвертая - в винтокрыле одновинтовой несущей схемы с реактивным приводом имеют место в силовой установке и, в частности, потери в системе трубопроводов подачи сжатого воздуха к соплам несущего винта, а также опасность, создаваемая несущим винтом для вертикальных килей. Поэтому последние имеют складывающиеся верхние части, что приводит к усложнению и утяжелению конструкции и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного веса винтокрыла, причем при вертикальном его взлете два тянущих винта и крыло бесполезны и при этом мощность двигателей полностью используется для работы компрессора, который подает сжатый воздух через систему трубопроводов к соплам на концах четырех лопастей несущего винта, а в горизонтальном полете лишним может оказаться и несущий винт. Все это усложняет конструкцию и ограничивает возможность в перегрузочном варианте как выполнения технологии КВП, так и повышения скорости и дальности полета, но показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является экспериментальный скоростной винтокрыл модели "Ка-22" ОКБ «Камова» (РФ), имеющий на концах крыла движительно-несущие винтовые системы с двигателями, связанными синхронизирующими валами, проложенными в крыле, и приводящими во вращение пропеллеры и несущие винты, расположенные соответственно спереди гондол двигателей и над последними на пилонах крыла, имеет фюзеляж с хвостовым оперением и прямым стабилизатором и трехопорное убирающееся колесное шасси с носовой опорой.

Признаки, совпадающие - на концах крыла умеренного удлинение λ=5,4 и размаха 23,8 м имеются пилоны с несущими винтами диаметром 22,5 м, вращающимися в противоположных направлениях. Каждый несущий винт, вал которого отклонен вперед по полету, имеет автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают в большей степени пропеллеры. Два турбовинтовых двигателя Д-25ВК мощностью по 5500 л.с., используемых 95% их мощности при ВВП и ее меньшую часть при горизонтальном полете соответственно на привод несущих винтов (почти 15% при взлетном весе G_вз=42500 кг) при создании ими подъемной силы и пропульсивной тяги, но и пропеллеров АВ-62, расположенных спереди гондол двигателей, обеспечивающих горизонтальную тягу только при крейсерском полете, особенно, когда несущие винты станут вращаться на режиме близко к самовращению, как у автожира, создавая только подъемную силу при горизонтальном полете (авторотирующие несущие винты используются как несущие поверхности, не создавая пропульсивной тяги), а потребную при этом маршевую тягу для горизонтального полета будут создавать пропеллеры, что обеспечит винтокрылу более высокую экономичность, чем у вертолета, а высокая тяговооруженность его силовой установки, имеющей удельную нагрузку на мощность ρ_N=3,4 кг/л.с., может создавать диапазон скоростей полета 340…356 км/час с полезной нагрузкой (ПН) 6,0 тонн и после выполнения ВВП при взлетном его весе 37500 кг, обеспечивая при этом и дальность полета до 1100 км. Испытания Ка-22 показали, что при взлете с разбегом 190 м вес ПН взрастает до 10 тонн (при G_вз=42500 кг). При посадке «по самолетному» (G_вз=35500 кг) посадочная дистанция менее 130 м. При скорости полета свыше 150 км/ч винтокрыл вел себя как самолет и крыло при этом несет 60% его взлетного веса.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что винтокрыл имеет двойную раздельную систему создания подъемной силы и горизонтальной тяги, что неизбежно ведет к его утяжелению и снижению весовой отдачи, особенно, с пропеллерами, смонтированными под несущими винтами, но и увеличению объема регламентных работ и удорожанию эксплуатации несущих винтов, имеющих автоматы перекоса с управлением общего и циклического изменения их шага и, как следствие, значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Вторая - это то, что на режиме висения поток от несущих винтов, обдувая консоли «самолетного» крыла площадью 105,0 м² и создавая значительную (почти 12,5%) общую потерю в их вертикальной тяге, затормаживается. При этом скоростной воздушный поток, отбрасываемый от крыла и даже при отклоненных закрылках и со средней аэродинамической хордой крыла равной 3,9 м, предопределяет образование вихревых колец, которые могут на низких скоростях снижения резко уменьшать силу тяги несущих винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне каждого несущего винта над фюзеляжем возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этих участков как раз над консолями крыла. Третья - это то, что в винтокрыле поперечной схемы с двумя винтомоторными и движительно-несущими винтовыми системами, смонтированными на концах высокорасположенного крыла соответственно в подкрыльных гондолах и надкрыльевых пилонах, предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой редуцирования несущих винтов и пропеллеров в общем редукторе и не имеющее корневую хорду больше концевой, что увеличивает и индуктивные потери. Четвертая - это то, что для обеспечения прочности и жесткости крыла большого размаха, необходимо увеличивать строительную высоту крыла и площадь сечения силовых элементов, что приводит к значительному увеличению веса конструкции, увеличению лобового сопротивления и, как следствие, к снижению скорости и весовой отдачи. Пятая - это то, что расположение двух пропеллеров под несущими винтами усложняет конструкции и приводит к увеличению ее габаритов и вредного сопротивления, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния пропеллеров и несущих винтов. Кроме того, в такой конструкции, не исключалось появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущих винтов на упругом основании. Возникновение резонанса в поперечной схеме увеличивалось из-за наличия тяжелых гондол с винтомоторными установками на концах ферменных консолей крыла, имеющих главные опоры с подкосками неубирающегося колесного шасси, вследствие чего собственные частоты колебаний конструкции оказывались соизмеримы с частотой вращения несущих винтов. Другим недостатком является то, что турбовальные двигатели со свободной турбиной позволяют уменьшить частоту вращения несущих винтов только на 10-12%, а уменьшение частоты их вращения до 40% потребует использование различного рода муфт и коробок скоростей. Что значительно утяжеляет конструкцию и обеспечивает, уменьшая вес топлива, более высокий удельный расход топлива и, как следствие, ограничивает возможность повышения скорости полета и дальности действия, но и показателей транспортной и, особенно, топливной эффективности.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном экспериментальном скоростном винтокрыле модели "Ка-22" увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на продольную балансировку при висении и улучшения продольной управляемости, повышения скороподъемности, скорости и дальности полета, а также исключения самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений, вибраций и возникновение резонанса.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного экспериментального скоростного винтокрыла модели "Ка-22", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по концепции разнесенной тяги разновеликих винтов (РТРВ) и оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей как с изменяемым вектором тяги два меньших из нее, установленных на цельно-поворотных консолях V-образного переднего горизонтального оперения (ПГО), так и два больших из нее несущих винта, смонтированных таким образом, что плоскости вращения их лопастей расположены между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал, и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в каплевидном нижнем обтекателе на законцовке стреловидного переднего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в каплевидном верхнем обтекателе заднего крыла обратной стреловидности (КОС), образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями заднего КОС, оснащенными элеронами и придающими КОС М-образную конфигурацию в плане, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию двухвинтового крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей передними меньшими винтами маршевую тягу для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух задних больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одного из работающих двигателей, выдающего 84% или 96% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на передние меньшие винты или 7/8 от его мощности на два последних и 1/8 - на два задних больших несущих винта, но и обратно, при этом заднее КОС большого удлинения, обеспечивающее непосредственное управление подъемной силой и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено корневыми хордами по бокам вертикального киля посредством стреловидных наплывов, которые с передней кромкой заднего КОС, имеющего рули высоты, образуют ромбовидную конфигурацию в плане и представляющее собой М-образное в плане крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего как в раза больше размаха переднего крыла, так и внутренние и внешние секции, выполненные от вертикального стреловидного киля и от верхнего обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее переднее крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное разрезное крыло и комбинацию двух с близким расположением друг к другу стреловидных крыльев, смонтированных уступом с первым крылом выше второго при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки, при этом стреловидные консоли первого и второго крыльев, являющиеся составными частями переднего разрезного крыла, выполнены по всему размаху соответственно с предкрылком и в виде цельно-поворотных секций, смонтированы их законцовками соответственно по середине и снизу нижнего обтекателя и имеют как корневые хорды в раза соответственно больше и меньше их концевых хорд, так и возможность отклонения цельно-поворотных его секций на углы 20°, 40° и 75°, но и преобразующих при максимальном их отклонении переднее крыло как бы в разрезное крыло с консолями "обратного сужения", создающими в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от соответствующих несущих винтов возможность повышения коэффициента подъемной силы переднего крыла и несущей его способности, особенно, при обдуве его консолей несущими винтами, но и уменьшения при этом на 12% потерь подъемной силы от обдувки его консолей, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем каждая из цельно-поворотных консолей V-образного ПГО, имеющих раздельные узлы их поворота, создают возможность в вертикальной продольной плоскости синхронного их отклонения с меньшими винтами, располагает размахом, превышающим радиус меньших винтов и обеспечивающим на режимах вертикального взлета/посадки и висения как уменьшение потерь тяги последних, так и вращения без взаимного влияния и их перекрытия с большими несущими винтами соответственно при создании ими вертикальной и горизонтальной или наклонной тяги на соответствующих режимах полета или при выполнении технологии КВП при синфазном их отклонении вверх на угол +45°, или их синфазное и дифференциальное отклонение от горизонтального положения вверх/вниз на угол +12°/-12° и на угол ±12° на скоростных режимах горизонтального полета соответственно для продольного и поперечного управления, а также при выполнении технологии ВВП их дифференциальное и синфазное отклонение от вертикального положения вперед/назад на угол ±12° и на угол +12°/-12° на режимах висения соответственно для путевого управления и в направлении полета соответствующего поступательного перемещения вперед/назад, обеспечивающего возможность и висения в воздухе, не перемещаясь соответственно при встречном/попутном ветре с одновременным автоматическим обеспечением стабилизации как по угловой скорости тангажа и крена, так и демпфирования изменений высоты полета, причем с целью снижения шума и вибрации конструкции от всех несущих винтов, создающих воздушные потоки, которые не взаимодействуют между собой как в передней и задней, так и в левой и правой группе винтов, выполненных без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей, но и создания от всех несущих винтов полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения, например, при виде с верху как по часовой стрелке и против соответственно как между правым и левым задними большими винтами, но и одинакового направления вращения между диагонально расположенными винтами, например, при виде с верху по часовой стрелки и против соответственно как между правым задним большим и левым передним меньшим винтами, так и между левым задним большим и правым передним меньшим винтами, что обеспечивает устранение гироскопического эффекта и создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов соответственно первого стреловидного и второго КОС, при этом с целью повышения безопасности и уменьшения аэродинамической интерференции несущих и меньших винтов, последние из которых вынесены от пассажирского салона и смонтированы на консолях V-образного ПГО таким образом, что при создании меньшими винтами горизонтальной тяги линия действия пропульсивой их силы совпадает с плоскостью вращения левого и правого несущих винтов, имеющих вращение при виде сверху, при котором наступающие их лопасти проходили бы над соответствующим бортом фюзеляжа, а при создании ими подъемной и управляющей силы при выполнении ВВП и их высоком расположении на консолях V-образного ПГО ось вращения каждого меньшего винта размещена параллельно хорде ПГО и при этом направлена от плоскости симметрии наружу, что улучшает маневренность, продольную и путевую управляемость, при этом система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим в направлении полета два нижних обратной V-образности в плане выходных вала для передачи крутящего момента, например, от газотурбинных двигателей (ГТД) к задней группе больших несущих винтов, снабжен на нижнем уровне третьим выходным продольным удлиненным валом, соединенным с передним V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим поперечными валами трансмиссии крутящий момент к передней группе меньших винтов, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на передние меньшие винты, но и уменьшения на 16% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащен двумя средними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с задним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для аварийной посадки соответственно с двумя авторотирующими или нагруженными несущими винтами, при этом отклонение предкрылок и закрылок на переднем крыле выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующими несущими винтами при флюгерном положении меньших винтов с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как соответствующих предкрылок и закрылок, так и синфазным отклонением вниз рулей высоты заднего крыла, а для повышения безопасности левый и правый верхние обтекатели заднего крыла, каждый из которых имеет в верхней автоматически раскрываемых частях контейнеры с вытяжным и основным парашютами, стропы последних закреплены на соответствующих скрепах-замках к верхней части полой опоре соответствующего консольного редуктора, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энерго поглощающими как креслами пассажиров и пилотов, так и стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, но и смягчает для аварийной посадки приземление на левой и правой парашютной спасательной системах (ПСС) и, особенно, при авторотирующих больших несущих винтах, размещенных под соответствующей многокупольной ПСС и под консолями заднего крыла, повышающего безопасного использования средств спасения на парашютах без соприкосновения их строп с лопастями несущих винтов.

Кроме того, с целью упрощения конструкции трансмиссии и уменьшения массы комбинированной силовой установки, передние меньшие винты которой выполнены в виде спаренных с противоположным вращением выносных винтовентиляторов и газодинамическим их приводом от упомянутых ГТД, имеющих каждый степень сжатия воздуха (π_к) не менее 15,0 в статических условиях в их компрессорах высокого давления, но и систему отбора газа и доставки его потока на привод винтовентиляторов, каждый из которых включает турбину с валом привода винтовентилятора, дополнительную камеру сгорания с регулятор расхода топлива и запалом, центральное тело, канал подвода газа к турбине винтовентилятора, канал отвода газов и топливопровод, который при вертикальном взлете/посадке и зависании используется для подачи топлива в дополнительные камеры сгорания каждого винтовентилятора, затем после перехода на поступательный горизонтальный полет системы подвода топлива перекрываются при одновременном увеличении подвода газа к турбине каждого винтовентилятора от одного из работающих ГТД, отключенного от системы трансмиссии привода несущих винтов и, значит, при таком способе дросселирования доля газа, отбираемого от работающего ГТД на привод винтовентиляторов, по мере снижения отбора мощности от взлетной его мощности увеличивается и при больших величинах заданного отбора газа для поддержания заданного значения маршевой тяги винтовентиляторов по мере дросселирования режим работы этого ГТД также увеличивается.

Благодаря наличию этих признаков решена задача, позволяющая освоить многовинтовой скоростной комбинированный винтокрыл (МСКВ), который выполнен по концепции разнесенной тяги разновеликих винтов и оснащен многовинтовой системой по схеме РТРВ-Х2+2, имеющей как с изменяемым вектором тяги два меньших из нее, установленных на цельно-поворотных консолях V-образного ПГО, так и два больших из нее несущих винта, смонтированных таким образом, что плоскости вращения их лопастей расположены между разновеликих по размаху крыльев биплана, образующих внутренними их секциями при виде спереди как бы левый и правый трапециевидный щелевой канал, и закрепленных на выходных валах консольных редукторов, каждый из которых, размещенный в каплевидном нижнем обтекателе на законцовке стреловидного переднего крыла, снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части консольного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена в каплевидном верхнем обтекателе заднего КОС, образуя как бы высокорасположенный биплан с крыльями замкнутой конструкции (КЗК), имеющей при виде сверху ромбовидную конфигурацию с концевыми стреловидными частями заднего КОС, оснащенными элеронами и придающими КОС М-образную конфигурацию в плане, и снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой несущей схемы в полетную конфигурацию двухвинтового крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой движительной системой, создающей передними меньшими винтами маршевую тягу для скоростного горизонтального полета с обеспечением третьей большей или второй средней, но и первой меньшей скорости соответственно после вертикального, но и короткого взлета соответственно в нормальном или перегрузочном его варианте на 3,5%, но и на 15% больше от нормального взлетного веса при вращающихся двух задних больших несущих винтов на режиме их авторотации, но и на режиме близком к их самовращению соответственно от набегающего воздушного потока, но и от одного из работающих двигателей, выдающего 84% или 96% от взлетной его мощности, которые передаются соответственно полностью на передние меньшие винты или 7/8 от его мощности на два последних и 1/8 - на два задних больших несущих винта, но и обратно. В системе КЗК заднее КОС большого удлинения, обеспечивающее непосредственное управление подъемной силой и имеющее площадь, составляющую 45% от общей площади биплана, расположено над фюзеляжем и соединено корневыми хордами по бокам вертикального киля посредством стреловидных наплывов, которые с передней кромкой заднего КОС, имеющего рули высоты, образуют ромбовидную конфигурацию в плане и представляющее собой М-образное в плане крыло типа обратная "чайка" большего размаха, имеющего как в раза больше размаха переднего крыла, так и внутренние и внешние секции, выполненные от вертикального стреловидного киля и от подкрыльного обтекателя соответственно с отрицательным и положительным углом поперечного V, а нижнее переднее крыло биплана, представляющее собой высокорасположенное разрезное крыло и комбинацию двух с близким расположением друг к другу стреловидных крыльев, смонтированных уступом с первым крылом выше второго при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки.

Система трансмиссии, включающая наряду с синхронизирующим многоуровневым редуктором, имеющим в направлении полета два нижних обратной V-образности в плане выходных вала для передачи крутящего момента, например, от ГТД к задней группе больших несущих винтов, снабжен на нижнем уровне третьим выходным продольным удлиненным валом, соединенным с передним V-образным в поперечной плоскости промежуточным редуктором, передающим поперечными валами трансмиссии крутящий момент к передней группе меньших винтов, выполнен с возможностью плавного перераспределения мощности при переходе с вертикального взлета или зависания в режим скоростного горизонтального полета с больших несущих винтов на передние меньшие винты, но и уменьшения на 36% взлетной мощности от любого из работающих двигателей, которая поровну подводится на меньшие винты и оснащен двумя средними входными валами, связанными соединительными валами с ГТД, выполненными для отбора их взлетной мощности с задним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтами свободного хода, выдающими, отключая от трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет для аварийной посадки соответственно с двумя авторотирующими или нагруженными несущими винтами. Все это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, улучшить продольную управляемость, повысить скорость и дальность полета, а также исключить возможность образования самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений, вибраций и возникновения резонанса, но и повысить транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете МСКВ с многокупольной ПСС.

Предлагаемое изобретение в условиях различной полетной конфигурации МСКВ исполнения РТРВ-Х2+2 иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1 изображен турбовинтовентиляторный МСКВ на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) с расположением двух больших несущих винтов на концах переднего крыла и между верхним КОС типа обратная «чайка» в системе КЗК и с изменяемым вектором тяги двух меньших винтов на цельно-поворотных консолях V-образного ПГО для различных вариантов возможного его использования:

а) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с двухвинтовой несущей схемой для создания подъемной силы совместно с системой КЗК типа биплан и маршевой тягой, обеспечиваемой двумя передними меньшими винтами, с условным расположением левой и правой цельно-поворотных секций второго крыла из переднего разрезного стреловидного крыла при выполнении ВВП и КВП;

б) в полетной конфигурации вертолета четырехвинтовой несущей схемы РТРВ-Х2+2, снабженной разновеликими двумя задними большими и двумя меньшими несущими винтами, размещенными соответственно на концах переднего крыла в ромбовидной системе КЗК и на цельно-поворотных консолях V-образного ПГО.

Многоцелевой МСКВ, представленный на фиг. 1 и выполненный в виде высокорасположенного биплана и по концепции РТРВ-Х2+2, содержит фюзеляж 1 и большого удлинения два крыла в ромбовидной в плане системе КЗК, заднее из которой КОС 2 типа обратная «чайка», имеющее в верхнем обтекателе 3 стреловидные концевые части 4 с элеронами 5, смонтировано над фюзеляжем 1 по бокам стреловидного киля 6 с рулями направления 7 на стреловидных наплывах 8 с рулями высоты 9. Переднее разрезное крыло 10-11, имеющее первое крыло «обратного сужения» 10 и второе цельно-поворотное крыло 11 (см. фиг. 1б), смонтировано позади и ниже первого крыла «обратного сужения» 10, концевые части 4 КОС 2 в продолжение последнего вынесены за ромбовидную в плане конфигурацию КЗК. Переднее разрезное крыло 10-11 имеет на законцовках нижние обтекатели 12, расположенные под верхними обтекателями 3 КОС 2, выполненные с последними каплевидной формы. Каждая пара обтекателей 3 и 12 связаны между собой неподвижной опорой 13, устан