Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет

Многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многоцелевых двухфюзеляжных вертолетов-самолетов с тремя тандемными крыльями, двухвинтовыми несущей и подъемно-движительной системами, имеющими с противоположным вращением соосные винты, обеспечивающие вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и задние поворотные канальные винты для скоростного полета при зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных винтов, размещенных на пилоне в изломе поперечного V межфюзеляжного среднего крыла, а после посадки и поворота лопастей-крыльев по оси симметрии и их опускания в межфюзеляжное пространство для перевозки транспортной авиацией.

Известен скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосной схеме, имеет двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие соосные трехлопастные винты и задний винт, смонтированные соответственно над центром масс и на конце хвостовой балки за хвостовым оперением.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с., главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным несущим винтам диаметром 10,35 м и шестилопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП или зависания, так и его горизонтальный скоростной полет.Вращение соосных винтов - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 5217 кг. Скоростной вертолет "Raider S-97", имея крейсерскую скорость полета до 440 км/ч, радиус действия до 600 км и динамический потолок 4570 м, может применяться для транспортировки 6 человек с обеспечением топливной эффективности не менее чем 87,93 г/пасс⋅км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета. Это увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при длине фюзеляжа 11,752 м и диаметре несущих винтов 10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м² и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м² при ПН=1,0 тонна. 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 двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 8,5% от их диаметра), 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 ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета и весовой отдачи, но и обеспечивает более высокий удельный расход топлива.

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 и тянущие винты, создающие при висении и управление по курсу с компенсацией крутящего момента и вертикальное двухкилевое оперение.

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 S=12 м², которое, имея большое отрицательное поперечное V, делает вклад 31% в аэродинамическую подъемную силу при скорости 220 узлов, что 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 при взлетном весе 8 тонн, что на 30% больше, чем у вертолета ЕС 155.

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 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 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 возможность дальнейшего повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и уменьшения при висении непроизводительных затрат мощности, особенно, при управлении по курсу, но и исключает возможность его перевозки транспортной авиацией.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели "AVX" из программы JMR/FVL компании «AVX Aircraft Соmраnу» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с четырехлопастными 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» и убирающееся колесное шасси с задней вспомогательной 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 повышения дальности полета, показателей топливной эффективности, но и из-за верхнего расположения тандемных крыльев и соосных винтов исключает возможность его перевозки транспортной авиацией.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше скоростном вертолете модели "AVX" исключения узлов складывания лопастей несущих винтов и уменьшения потерь в вертикальной тяги несущих винтов из-за наличия межфюзеляжного пространства и стояночной высоты при его перевозке транспортной авиацией, увеличения весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения курсовой и поперечно-продольной управляемости на режимах ВВП и зависания.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростной вертолет "AVX", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен как по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными крыльями, каждое из которых умеренного удлинения переднее низко- и заднее среднерасположенные крылья соответственно (ПНК и ЗСК), но и между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК), выполненные с разновеликими площадями, которые составляют соответственно 32% и 34%, но и 34% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, первые два из которых ПНК и ЗСК, имеющие концевые части с внешних бортов фюзеляжей и хвостовых балок, снабжены закрылками и возможностью их складывания соответственно вверх и вниз, так и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины и пассажирского салона с двигательным отсеком соответственно в передней и центральной его частях, но и расположения в упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системе (ССНС) и движительно-несущей системе (ДНС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V высокорасположенного МСК и на ЗСК, включающих перед центром масс два с противоположным вращением однолопастных несущих винта (НВ), обеспечивающих только вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и за центром масс два задних винта в овальном кольцевом канале (ОКК), размещенном между тонких разнесенных хвостовых балок и интегрированном с цельно-поворотной межфюзеляжной частью ЗСК как для создания подъемной силы и управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги и продольно-поперечного управления при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированном пилоне, но и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или высокоскоростной самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые широкохордовые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-биплана, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и соответствующем складывании концевых частей ПНК и ЗСК, а также при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - для стояночной конфигурации, так и обратно, при этом однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, причем полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с задними правым тянущим и левым толкающим винтами ДНС-Х2 в ОКК, имеющими направление вращения при выполнении ВВП и зависания соответственно по часовой и против часовой стрелки, вынесенными соответственно вперед и назад от соответствующих кромок ЗСК и разнесенными вдоль межфюзеляжной его части с межосевым расстоянием (L_мр), определяемым из соотношения: L_мp=R_зв+d_рзв+z, м (где R_зв - радиус задних винтов; d_рзв - диаметр обтекателя редуктора задних винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого заднего винта), обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого заднего винта при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом задние флюгерно-реверсивные винты в ОКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДНС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси посредством соответствующего отклонения межфюзеляжной части ЗСК совместно с двухвинтовым ОКК, снабженным на выходе по оси симметрии вертикальным килем с развитым рулем направления и оснащенного по большей оси ОКК и по обе стороны от киля левым и правым развитыми элевонами, имеющими возможность синфазного и дифференциального их отклонения, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы вблизи и сзади центра масс сверху соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Т-образными в плане промежуточными редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы с соответствующими наклонно-поперечными валами, передающими крутящий момент от ГТД к Т-образному в плане объединительному редуктору, связанному через муфту сцепления с входным валом центрального соосного редуктора, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК совместно с объединительным редуктором, обеспечивающим с промежуточными редукторами при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и к ДНС-Х2, выполненной с угловыми редукторами, продольными и поперечными валами, проложенными соответственно в разнесенных балках и в носке межфюзеляжной части ЗСК к соответствующим задним винтам ОКК, соответственно 85% и 15% для выполнения вертолетных режимов полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,13 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ промежуточными редукторами перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на задние винты в ОКК, но и обратно, при этом на земле в стояночной его конфигурации ПНК и ЗСК имеют сложенные соответствующим образом концевые их части, а однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над ОКК, а их противовесы - перед задней кромкой межфюзеляжной частью ПНК, причем в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины имеют как раздельные органы управления с электродистанционной системой управления для выполнения взлета, полета и посадки, так и энергопоглощающие кресла, предназначенные соответственно для пилота с четырьмя пассажирами и для штурмана-пилота с четырьмя пассажирами, но и содержат с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные.

Кроме того, упомянутые соосные однолопастные НВ с профилированными противовесами имеют радиус (r_пп), определяемым из соотношения: r_пп=0,3⋅R_НВ, м (где R_нв - радиус НВ), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую ив 1,15 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,15 раза меньше его корневой хорды, снабжен законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане форму с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму, причем МСК, выполненное с возможностью вертикального совместного его перемещения с пилоном и однолопастными НВ вверх и вниз соответственно с полетной в транспортно-стояночную конфигурацию для уменьшения высоты при перевозке транспортной авиацией, снабжен в корневых частях двумя парами вертикальных направляющих, левым и правым синхронизированными винтовыми домкратами с электромеханическим приводом, при этом каждый упомянутый наклонно-поперечный соединительный вал, связывающий выходной вал промежуточного редуктора с входным валом объединительного редуктора для соосных однолопастных НВ выполнен в виде карданного телескопического вала, каждый из которых снабжен двумя карданными шарнирами, причем в нижней части центроплана МСК в подкрыльном обтекателе смонтирована бортовая электролебедка, установленная напротив дополнительных с внутренних бортов фюзеляжей сдвижных дверей салона для поднятия пострадавших и принятия их на борт при спасательных операциях, при этом упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие по тянущей и толкающей схеме, вынесены соответственно за переднюю и заднюю кромки ЗСК.

Кроме того, упомянутые соосные нижний и верхний однолопастные НВ, выполненные с системой обтекателей, включающей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос по высоте между лопастью нижнего и верхнего однолопастных винтов не менее 13% от их радиуса, при этом обтекатель колонки валов, имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок соосных НВ, причем обтекатель колонки соосных НВ, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, при этом упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие оба по тянущей схеме, вынесены соответственно ближе и дальше от передней кромки ЗСК.

Кроме того, при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок упомянутых ПНК и ЗСК, имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, причем автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему автоматической посадки, которая включится в том случае, если пилоты не будут реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке, при этом полый телескопический вал верхнего НВ снабжен возможностью втягиваться/выдвигаться, уменьшая/увеличивая разнос по высоте между лопастью нижнего и верхнего НВ как на стоянке, так и для самолетной/вертолетной полетной конфигурации, причем упомянутые левый и правый задние винты в ОКК, работающие оба по толкающей схеме, вынесены соответственно дальше и ближе от задней кромки ЗСК.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить многоцелевой двухфюзеляжный вертолет-самолет (МДВС), выполненный как по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными крыльями, каждое из которых умеренного удлинения переднее низко- и заднее средне расположенные крылья соответственно (ПНК и ЗСК), но и между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК), выполненные с разновеликими площадями, которые составляют соответственно 32% и 34%, но и 34% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, первые два из которых ПНК и ЗСК, имеющие концевые части с внешних бортов фюзеляжей и хвостовых балок, снабжены закрылками и возможностью их складывания соответственно вверх и вниз, так и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины и пассажирского салона с двигательным отсеком соответственно в передней и центральной его частях, но и расположения в упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системе (ССНС) и движительно-несущей системе (ДНС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V высокорасположенного МСК и на ЗСК, включающих перед центром масс два с противоположным вращением однолопастных НВ, обеспечивающих выполнение ВВП или КВП, и за центром масс два задних винта в овальном кольцевом канале (ОКК), размещенном между тонких разнесенных хвостовых балок и интегрированном с цельно-поворотной межфюзеляжной частью ЗСК как для создания подъемной силы и управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги и продольно-поперечного управления при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированном пилоне, но и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или высокоскоростной самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые широкохордовые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-биплана, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и соответствующем складывании концевых частей ПНК и ЗСК, а также при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - для стояночной конфигурации, так и обратно, при этом однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например, при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, причем полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с задними правым тянущим и левым толкающим винтами ДНС-Х2 в ОКК, имеющими направление вращения при выполнении ВВП и зависания соответственно по часовой и против часовой стрелки, вынесенными соответственно вперед и назад от соответствующих кромок ЗСК и разнесенными вдоль межфюзеляжной его части с межосевым расстоянием (L_мp), определяемым из соотношения: L_мp=R_зв+d_pзв+z, м (где R_зв - радиус задних винтов; d_рзв - диаметр обтекателя редуктора задних винтов; z - зазор между редуктором одного и законцовкой другого заднего винта), обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого заднего винта при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, при этом задние флюгерно-реверсивные винты в ОКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДНС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси посредством соответствующего отклонения межфюзеляжной части ЗСК совместно с двухвинтовым ОКК, снабженным на выходе по оси симметрии вертикальным килем с развитым рулем направления и оснащенного по большей оси ОКК и по обе стороны от киля левым и правым развитыми элевонами, имеющими возможность синфазного и дифференциального их отклонения, причем система трансмиссии обеспечивает передачу мощности, например, от двух ГТД, имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы вблизи и сзади центра масс сверху соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Т-образными в плане промежуточными редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы с соответствующими наклонно-поперечными валами, передающими крутящий момент от ГТД к Т-образному в плане объединительному редуктору, связанному через муфту сцепления с входным валом центрального соосного редуктора, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК совместно с объединительным редуктором, обеспечивающим с промежуточными редукторами при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и к ДНС-Х2, выполненной с угловыми редукторами, продольными и поперечными валами, проложенными соответственно в разнесенных балках и в носке межфюзеляжной части ЗСК к соответствующим задним винтам ОКК, соответственно 85% и 15% для выполнения вертолетных режимов полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,13 кг/л.с, а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ промежуточными редукторами перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на задние винты в ОКК, но и обратно, при этом на земле в стояночной его конфигурации ПНК и ЗСК имеют сложенные соответствующим образом концевые их части, а однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над ОКК, а их противовесы - перед задней кромкой межфюзеляжной частью ПНК, причем в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины имеют как раздельные органы управления с электродистанционной системой управления для выполнения взлета, полета и посадки, так и энергопоглощающие кресла, предназначенные соответственно для пилота с четырьмя пассажирами и для штурмана-пилота с четырьмя пассажирами, но и содержат с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные. Все это позволит при переходных маневрах повысить продольно-поперечную управляемость МДВС, а размещение СУ с ГТД в центральной части его фюзеляжей обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать ГТД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит как мидель несущих фюзеляжей, так и их аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированного балансировочного удобообтекаемого противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные жесткие НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это вертикальные перемещения МДВС. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно соосных однолопастных НВ. В синхронизированных соосных однолопастных НВ моменты М_крен и М_прод от верхнего и нижнего НВ при передаче на фюзеляж через МСК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой соосной схеме будет в 1,26-1,28 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 33% топливную эффективность в сравнении со скоростным вертолетом "AVX". Более того, это позволит также в сравнении с классическим самолетом монопланной схемы повысить как маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах МДВС и опционально-управляемых беспилотных МДВС, но и при выполнении ими технологии КВП снизить скорость сваливания за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия системы крыльев схемы триплан-биплан, работающей и, особенно, совместно с лопастями-крыльями при производстве подъемной силы.

Предлагаемое изобретение предпочтительного МДВС, выполненного по схеме с тремя тандемными крыльями, концепции ССНС-Х2 с ДНС-Х2 и с телескопическим валом верхнего НВ, представлено на фиг. 1 с двухвинтовым ОКК и элевонами на общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) с вариантами его использования:

а) в полетной конфигурации вертолета с соосными НВ и задними левым и правым винтами в ОКК при работающих однолопастных НВ, лопасти которых показаны повернутыми на 270° от 0°, когда они размещены перпендикулярно оси симметрии;

б) в полетной конфигурации самолета схемы триплан-биплан, имеющей ПНК, ЗСК и МСК совместно с зафиксированными лопастями-крыльями, размещенными перпендикулярно к оси симметрии и маршевой тягой от двух задни