Скоростной винтокрыл-амфибия

Скоростной винтокрыл-амфибия

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных винтокрылов-амфибий, снабженных куполо- и чашеобразным соосными винтами с движительно-рулевой системой по схеме Х2+2, включающей тяговые винты в двух задних кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на втором высокорасположенном крыле схемы «тандем», создающих наклонную и маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП).

Известен скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3" (ЕС), выполненный по технологии Х3 с ярусным расположением на концах высокорасположенного крыла двухвинтовой движительно-рулевой системы и над ней несущего винта, имеет два двигателя, передающие крутящий момент через главный редуктор и соединительные валы на несущий винт и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента, вертикальное двухкилевое оперение, установленное на концах стабилизатора, и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с, более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиною 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС 155 и рядом узлов от ЕС 175, оснащен крылом, которое, имея большое отрицательное поперечное V, снижает нагрузку на несущий винт и обеспечивает до 80% общей подъемной силы при горизонтальном полете и позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 435 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρ_N=2,1, иметь целевую нагрузку 1600 кг и увеличить взлетный вес вертолета модели ЕС 155 на 30%.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с передними винтами на концах консолей крыла, используемыми как при висении в качестве рулевых винтов, так и на крейсерских режимах полета в качестве двухвинтовых движителей, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что в вертолете одновинтовой несущей схемы имеют место непроизводительные затраты мощности, требуемой для парирования реактивного момента от несущего двумя винта тянущими винтами составляют 12-16% от мощности, потребной для вращения несущего винта, а также необходимость агрегатов крыльевой трансмиссии тянущих винтов, имеющих почти на ≈38% меньше их тягу в сравнении с соосными закапотированными винтами и создающих опасность для наземного персонала. Третья - это то, что вес передних винтов вместе с крылом и агрегатами трансмиссии составляет до 15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Четвертая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют механизации и поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта с автоматом перекоса и при авторотации последнего не позволяет использовать его для продольно-поперечного управления. Пятая - это то, что расположение двух тянущих винтов под несущим винтом создает вредное сопротивление, приводящее к их разнотяговости, но и к значительному повышению уровня шума вследствие взаимовлияния тянущих винтов и несущего винта. Кроме того, в такой конструкции, не исключается появление самовозбуждающихся колебаний, высоких переменных напряжений и вибраций, а также и других видов динамической неустойчивости конструкции, в том числе одного из опаснейших - воздушного резонанса несущего винта и, особенно, не закапотированных тянущих винтов. Шестая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Все это ограничивает при более высоком удельном расходе топлива возможность повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу.

Известен скоростной вертолет "Sikorsky Х2" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой схеме с соосными несущими винтами, имеет турбовальный двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные и задний толкающий винты, последний из которых установлен на конце хвостовой балки за вертикальным оперением и стабилизатором, имеющим на концах киль-шайбы, трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели LHTEC Т800 мощностью 1360 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность четырехлопастным соосным несущим винтам диаметром 8,05 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 1,66 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение несущих соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность силовой установки, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 3300 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.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет с движителем двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что вес заднего винта вместе с двухкилевым оперением и агрегатами трансмиссии заднего винта составляет до 12-15% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности, но и осложняет из-за заднего расположения на конце хвостовой балки толкающего не закапотированного винта выполнение технологии КВП.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели "AVX" по программе JMR7FVL компании «AVX Aircraft Сотрапу» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на пропульсивные винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха и убирающееся колесное шасси с носовой опорой.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенной схемы «тандем» с крыльями равновеликого размаха, двух турбовальных двигателей СУ, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность СУ четырехлопастным соосным несущим винтам и пропульсивным винтам в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле, обеспечивающим как выполнение ВВП или зависания, так и его поступательный горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных несущих винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 5900 кг при взлетном его весе 12000 кг. Скоростной вертолет "AVX", имея крейсерскую скорость полета до 430 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7200 м, может применяться для транспортировки 16 человек.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и пропульсивными винтами в задних кольцевых каналах, используемым только на крейсерских режимах полета, что увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что отсутствие вертикального оперения создает недостаточный запас путевой устойчивости, особенно, на скоростях горизонтального полета свыше 180 км/ч, что приводит к увеличению рысканья, известных как «голландский шаг», который имеет тенденцию к его увеличению с ростом взлетного его веса. Третья - это то, что при висении соосное расположение несущих винтов изменяемого шага и с управлением циклического шага каждого из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автоматов их перекоса, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение винтов создает вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов до 10% от их диаметра), что ограничивает возможности базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением прямолинейных лопастей (без поперечного их V) имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных несущих винтов с автоматами перекоса, которые в отдельных случаях могут приводить к их перехлесту. Все это обеспечивает более высокий удельный расход топлива и ограничивает возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и осложняет из-за верхнего расположения тандемных крыльев и отсутствии поплавков возможность морского его базирования.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете модели "AVX" уменьшения на 10% высоты главного редуктора вертолета, повышения безопасности полетов и обслуживания, уменьшения потребной мощности на управление по тангажу и крену при висении, повышения скорости и дальности полета, а также показателей топливной эффективности, но и возможность повышения продольно-поперечной остойчивости при морском базировании.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета модели "AVX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в упомянутой соосной концепции с куполо- и чашеобразным несущими винтами (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующих лопастей, имеющих плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в ниши центроплана переднего крыла, а две основные двухколесные стойки - в задние ниши лодки, переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, и с положительным углом ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками, заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол, размещенных с внешних бортов кольцевых каналов, и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов, внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, каждая крыльевая гондола оснащена на ее конце вертикальным оперением, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесена за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого консольного кольцевого канала (ККК), как бы пилообразную совместную их заднюю кромку, каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над другим так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса α_к=180°-2β₁, град. (где: α_к - угол, образующий конусную поверхность; β₁= - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между с горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра), при этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходной вал главного редуктора на систему продольно-поперечных валов редукторов тяговых винтов, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.

Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей упомянутую саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу оживальной законцовки оптимизированной для горизонтального полета на большой скорости, представляющей собой эффективное средство для уменьшения неблагоприятных последствий сжимаемости воздуха, в частности, появления скачков уплотнения при увеличении хорды за пределами некоторого поперечного сечения, располагающегося примерно в расширяющейся зоне на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенной в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44° и способствующим появлению интенсивных и устойчивых вихрей, которые отодвигают границу срыва потока, особенно, в том случае, когда данная лопасть движется в направлении, противоположном направлению поступательного полета при зависании, при этом с целью возможности как отодвинуть границы срыва потока, так и обеспечить выигрыш в мощности на больших скоростях горизонтального полета каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол β₁ образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с горизонтально расположенной законцовкой отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.

Кроме того, с целью улучшения появления интенсивных вихрей, отодвигающих границу срыва потока каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов, с одновременным формованием вдоль всей протяженности ее полного размаха R участков на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, имеющих от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны, выполненные с утолщениями до 0,5 мм, имеющими в соответствующей зоне как передние кромки, размещенные по середине от центра давления лопасти к ее передней кромке, так и удвоенную длину от ширины утолщений равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти, но и соответствующие утонченности как к передней и задней его кромкам, выполненным соответственно дугообразной и пилообразной форме в плане в соответствующей зоне, так и от толщины 0,5 мм каждого утолщения к утонченностям каждой из трехгранных боковых его сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти ее четное нижнее утолщение с последующим нечетным верхним утолщением образуют как бы синусоидальную конфигурацию при виде сбоку вдоль полного ее размаха R, имеющей отклоненную ее законцовку вниз на угол 2β₁.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной винтокрыл-амфибию (СВКА), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с двухвинтовой ДРС в соосной концепции куполо- и чашеобразных несущих винтов (КЧНВ) по схеме КЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем с пилоном нижний и верхний трехлопастные несущие винты, выполненные соответственно с обратной и прямой V-образностью корневой зоны соответствующей лопасти, имеющей плавно образованные изгибы с горизонтально расположенными основными секциями лопастей, и два тяговых винта в упомянутых кольцевых каналах с управляемым вектором тяги, размещенных на внутренних секциях заднего крыла и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении ВВП и КВП или скоростного горизонтального полета. Нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненной формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов вооружения и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ниши. Переднее низкорасположенное стреловидное крыло меньшего размаха, выполненное полностью герметизированным, повышая продольно-поперечную остойчивость на воде, и с положительным углом ψ=+5° поперечного V, снабжено по всему его размаху закрылками. Заднее крыло большего размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-12° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам крыльевых гондол кольцевых каналах, оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов. Внутренние секции заднего крыла, имеющие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами кормового Т-образного в плане редуктора, входной вал которого связан продольным задним валом с выходным валом главного редуктора, приводимого посредством синхронизирующих валов угловых редукторов левого и правого ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от пилона в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором. Каждая крыльевая гондола кольцевого канала, снабженная на ее конце вертикальным опернием, имеющим нижний меньший и верхний больший кили с рулями направления, отклоненные наружу от плоскости симметрии, и вынесенная за заднюю кромку заднего трапециевидного крыла, образующую с трапециевидной в плане кормовой частью фюзеляжа, имеющего как бы несущий профиль, и с трапециевидными в плане рулями высоты, смонтированными на выходе каждого ККК, как бы пилообразную совместную их заднюю кромку. При этом каждый из куполо- и чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над другим так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание поперечного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности нижней и верхней удобообтекаемой втулки винта соответственно прямой и обратной V-образности, образующей конус корневой зоны соответствующего несущего винта и выполненной в виде соответствующего усеченного конуса, имеющего угол конуса α_к=180°-2β₁, град. (где: α_к - угол, образующий конусную поверхность; β₁= - угол между корневой зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения, соответствующая величина каждого из них обеспечивает разнос между с горизонтально расположенными основными секциями лопастей нижнего и верхнего винтов не менее 6,25% от их диаметра). При этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с семилопастным тяговым винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения развитых рулей высоты ККК, изменяющих продольно-поперечную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК. При выполнении режима ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 88% и 12% от располагаемой взлетной их мощности. Тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через выходной вал главного редуктора на систему продольно-поперечных валов редукторов тяговых винтов ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно. При авторотации или на режимах близком к самовращению двух соосных несущих винтов срыв потока на их лопастях с жестким их креплением 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 скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 460 или 445 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скороподъемность и дальность полета СВКА исполнения КЧНВ-Х2+2, являющейся наиболее эффективной схемой перспективного плавающего винтокрылого аппарата при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с куполо- и чашеобразным несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками отогнутыми вниз, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, но и повысить безопасность и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете и, особенно, плавающего СВКА.

Предлагаемое изобретение многоцелевого СВКА с куполо- и чашеобразным несущими винтами и ДРС в двух ККК с тяговыми винтами, обеспечивающими варианты его использования, иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1 изображен СВКА исполнения КЧНВ-Х2+2 на общих видах спереди и сверху соответственно а) и б) в компоновке с передним и задним разновеликими крыльями, образующими схему «тандем» с тяговыми винтами ДРС в двух ККК заднего крыла и разгружающими соосные несущие винты при его использовании:

а) в полетной конфигурации плавающего вертолета соосной схемы с двухвинтовой ДРС в системе КЧНВ-Х2+2, включающей несущие нижний и верхней винты которой при виде спереди представляют собой куполо- и чашеобразный несущие винты с соответствующими их корневыми зонами лопастей, отклоненными вниз и вверх;

б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крылья схемы «тандем» совместно с куполо- и чашеобразным несущими винтами, авторотирующими или вращающимися на режиме близком к их самовращению, и ДРС с двумя задними ККК, имеющими тяговые винты и рули высоты, создающие пропульсивную тягу и управляющие моменты.

Многоцелевой СВКА, представленный на фиг.1, выполнен с двухвинтовой ДРС и по двухвинтовой соосной схеме КЧНВ-Х2+2, содержит фюзеляж-лодку 1 и умеренного удлинения низко- и высокорасположенное крылья схемы «тандем», включающей соответственно стреловидное переднее крыло 2 с закрылками 3 и трапециевидное заднее крыло 4, имеющее на внутренних секциях задние ККК 5 с трапециевидными рулями высоты нижним 6/ верхним 7 и отклоняемые вниз внешние секции 8 крыла 4, снабженные по всему их размаху флапперонами 9 и на их законцовках поплавками 10 (см. фиг. 1б). При этом внешние секции 8 заднего крыла 4 смонтированы по внешним бортам удобообтекаемых крыльевых гондол 11, снабженных на их концах двухкилевым оперением, имеющим нижние меньшие 12 и верхние большие 13 кили с рулями направления 14, отклоненные наружу от плоскости симметрии. Каждый задний ККК 5 имеет внутри на профилированных ребрах жесткости консольный редуктор (на фиг. 1 не показаны) с семилопастным тяговым винтом левым 15 и правым 16 и на выходе нижний 6 и верхний 7 развитые трапециевидные рулевые поверхности, изменяющие при синфазном и дифференциальном их отклонении соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении режима ВВП и зависания, установленные снизу и сверху на величину половины радиуса тягового винта от центра ККК 5 и имеющие отогнутые их концы к центру ККК 5 (см. фиг. 1б). Несущая двухвинтовая соосная схема, размещенная на выпуклом обтекателе 17 несущего фюзеляжа 1 и вертикальных валах 18 пилона 19, отклоненных вперед по полету на угол α=5°, имеет несущие куполо- и чашеобразные трехлопастные винты соответственно нижний 20 и верхний 21, кормовые зоны лопастей которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности соответствующих чашеобразных втулок 22 и 23 под углом (β₁ - это угол между корневой зоны каждой лопастью несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения) равным β₁=7,5°. Каждая саблевидная в плане их лопасть с оживальной законцовкой 24, отклоненной вниз на угол β₁=7,5° и размещенной от соответствующей обтекаемой втулки 22 и 23 при виде спереди от горизонтально расположенной основной зоны лопасти нижнего 20 и верхнего 21 винта как бы дважды отогнутой соответственно вниз-вниз и вверх-вниз. Во время аварийной посадки на режиме авторотации двух соосных несущих винтов 20-21 для разгрузки крыльев схемы «тандем» их закрылки 3 и флап-пероны 9 автоматически отклоняются на углы 20° и 40° соответственно, а при выполнении вертикального взлета/посадки и висения для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 47° и 75°. Главный редуктор в обтекателе 17 размещен по оси симметрии фюзеляжа 1 на пилоне 19, обеспечивающим при этом безопасное прохождение лопастей нижнего несущего 20 винта над левым и правым ККК 5 (см. фиг. 1а) и свободное вращение соосных 20-21 несущих винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Каждый ККК 5, увеличивающий несущую способность крыльев 2 и 4 схемы «тандем», позволяет с последними снизить нагрузку на соосные несущие винты 20-21, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них