Многоцелевой палубный вертолет-самолет

Многоцелевой палубный вертолет-самолет

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многоцелевых палубных вертолетов-самолетов дупланной схемы с П-образным оперением, двухвинтовыми несущей и движительно-несущей системами, имеющими пару с противоположным вращением поперечных винтов, обеспечивающих вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и поворотные винты в передних окончаниях разнесенных балок для горизонтального полета при зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных винтов, размещенных на законцовках первого крыла со складываемыми назад в плоскости его хорды консолями совместно с лопастями-крыльями для транспортирования или стоянке на палубе корабля.

Известен беспилотный палубный конвертоплан "Фрегат" ЗАО "Транзас" (РФ), содержащий из композитных материалов планер с килем, законцовка которого связана с задним крылом обратной стреловидности, образующим с передним стреловидным низко расположенным крылья замкнутой конструкции (КЗК), имеющую в ее центре по бокам фюзеляжа два поворотных кольцевых канала с винтами, создающими горизонтальную и соответствующим их отклонением вертикальную тягу, синхронизирующую трансмиссию валов, связывающую между собой два двигателя с поворотными винтами и хвостовым рулевым фенестроном, смонтированным за килем.

Признаки, совпадающие - наличие двух поворотных кольцевых каналов с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота кольцевых каналов от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее. Крылья в системе КЗК большого удлинения, несущая система имеет два больших поворотных винта с меньшим кормовым рулевым фенестроном для продольного управления. Все винты и фенестрон без автоматов перекосов с управлением их общего и дифференциального изменения шага, но и вращательно связаны посредством Т-образной в плане синхронизирующей системы соединительных валов трансмиссии.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что внешние консоли переднего крыла для уменьшения стояночной площадки выполнены складными, приведя его размах с 19 до 10 м и взлетную/стояночную площадь с 270,75 до 140,25 м² соответственно при удельной взлетной/стояночной возможности по полезной нагрузке 3,6934/7,1301 кг/м² при ПН=1 тонна. Вторая - это то, что диаметры винтов ограничены размахом внутренних секций заднего крыла КЗК, а взлетная мощность СУ 4800 л.с. предопределяет D_в=4,6 м и удельную нагрузку на ометаемую площадь винтами ρ_S=210,72 кг/м² при взлетном весе 7 тонн. Третья - это то, что профилированные поворотные кольцевые каналы с винтами и с увеличением их угла атаки на переходных режимах полета, без наличия интегрирующего устройства управления тягой несущих и рулевого винтов создают опасность появления на поворотных каналах срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что ухудшает стабильность и продольную управляемость. Четвертая - это то, что рулевой фенестрон продольного управления, выполненный многолопастным с изменяемым шагом, установлен за вертикальным килем и смонтирован на конце хвостовой балки, что предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления. Все это усложняет конструкцию, уменьшает надежность и ограничивает возможность повышения топливной эффективности, увеличения взлетного веса и весовой отдачи и, особенно, без возможности увеличения диаметра канальных винтов.

Известен беспилотный электроконвертоплан "Panther" корпорации IAI (Израиль), выполненный по двухбалочной схеме с высокорасположенным крылом, имеет двухкилевое П-образное оперение, смонтированное на разнесенных балках к консолям крыла, два передних поворотных, изменяющих ось вращения с горизонтальной на вертикальную, и один задний стационарный с вертикальной осью вращения электромоторы с тянущими винтами, размещенные соответственно в передних окончаниях разнесенных балок и на конце короткого фюзеляжа, систему управления и аккумуляторную батарею, трехстоечное колесное шасси, неубирающееся с передней опорой.

Признаки, совпадающие - наличие моноплана двухбалочной схемы с трехколесным шасси и передней опорой. Разнесенные балки соединяют крыло с двухкилевым П-образным хвостовым оперением. Системой управляют три электромотора с тянущими винтами, два передних из которых поворотные. Беспилотный электроконвертоплан (БЭКП) может подниматься на высоту порядка 3 км, находится без подзарядки батарей в воздухе до 6 часов и действовать в радиусе до 60 км от оператора при длительных полетах днем и ночью для телевизионного или инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени. Трехвинтовой "Panther" является тактическим разведывательным вертикально взлетающим беспилотным аппаратом, сочетающим в себе преимущества и вертолета, и самолета. БЭКП "Panther" располагает поворотными электромоторами с тянущими винтами и, как вертолет, способен по командно-телеметрической радиолинии совершать вертикальный взлет, посадку и зависание.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что БЭКП трехвинтовой несущей схемы с задним винтом постоянного шага на конце фюзеляжа, используемым только на вертолетных режимах полета, имеет из-за отсутствия возможности угла установки лопасти равным ϕ=0° повышенное аэродинамическое сопротивление на самолетных режимах полета, сложную схему управления электромоторами при независимом вращении трех равновеликих винтов на вертолетных режимах полета, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при висении поток от двух передних и одного заднего тянущих винтов, обдувая соответственно крыло от его носка и кормовую часть фюзеляжа, создают значительную общую потерю (порядка 14%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винтов и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что расположение в передних окончаниях разнесенных балок поворотных электромоторов с тянущими винтами предопределяет конструктивно сложные узлы их поворота и не возможность при попутном ветре выполнить зависание в воздухе, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Четвертая - это то, что диапазон высот применения БЭКП - 100..3500 м при взлетном его весе 65 кг.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является многоцелевой многовинтовой вертолет-самолет (Патент RU 2448869, 03.12.2010), содержащий на консолях крыла две гондолы, в передних и задних окончаниях которых смонтированы поворотные винты, имеет хвостовое оперение, двигатели силовой установки (СУ), передающие валами трансмиссии мощность на поворотные винты, создающие горизонтальную и их соответствующим отклонением вертикальную тягу и трехопорное колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, снабженного двухкилевым оперением и двумя мотогондолами, каждая из которых имеет переднюю и заднюю продолговатые, вынесенные за соответствующие кромки крыла, поворотные ее части с винтами. Поворотные тянущие и толкающие винты, расположенные соответственно спереди и сзади крыла, обеспечивают горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх и вниз от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 65° соответственно при ВВП и КВП.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что крыльевые мотогондолы с расположенными в них газотурбинными двигателями, имеющими сопла для выхлопа, направленные с боку и назад, осуществляют вредную обдувку задних поворотных толкающих винтов на вертолетных и на самолетных режимах его полета. Вторая - это то, что расположенные на крыльевых мотогондолах тандемом поворотные винты одинакового диаметра и, особенно задние, отклоняющиеся вниз, имеют радиусы, не превышающие высоту установки мотогондол на крыле, что ограничивает взлетный его вес. Кроме того, это также усложняет конструкцию крыла с надкрыльными мотогондолами и, как следствие, увеличивает массу его крыла. Третья - это то, что традиционная аэродинамическая его схема, у которой основную подъемную силу, необходимую для полета, создает крыло, являясь основной несущей аэродинамической поверхностью, а дополнительную подъемную силу - стабилизатор и фюзеляж, которые также являются аэродинамическими поверхностями, но их составляющая в общей аэродинамической подъемной силе с традиционной схемой незначительна. Поэтому возможность повышения маневренности при переходных маневрах и увеличения весовой отдачи при повышении взлетного веса и дальнейшего уменьшения массы конструкции, но и геометрических размеров планера весьма ограничено.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном многоцелевом многовинтовом вертолете-самолете увеличение аэродинамического качества и повышение маневренности при переходных маневрах и на малых скоростях полета, уменьшение взлетной скорости и скорости сваливания, повышение топливной эффективности и весовой отдачи, увеличение в 1,2 раза коэффициента поднятия в производстве подъемной силе при вертолетных и самолетных режимах полета.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного многоцелевого многовинтового вертолета-самолета, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен с двухбалочным креплением П-образного оперения, имеющего отклоненные кили вовнутрь к плоскости симметрии, и высокорасположенными разновеликими крыльями дупланной схемы, первое из которых межбалочное переднее крыло (МПК) большей площади смонтировано выше второго межбалочного заднего крыла (МЗК), но и по концепции поперечно-несущей винтовой системы (ПНВС), в которой левый и правый однолопастные большие несущие винты (НВ), смонтированные соответственно на законцовках внешних консолей изменяемой стреловидности (КИС), установленных по внешним бортам разнесенных балок в развитие МПК, которые, изменяя на стоянке перед взлетом углы стреловидности по передней кромке в пределах от χ_пк=0° до χ_пк=+6,5° или от χ_пк=+6,5° до χ_пк=+13°, создают в такой конфигурации требуемое удаление ПНВС-Х2 от центра масс и обеспечивают соответственно только вертикальный или короткий взлет/посадку (ВВП или КВП) с флюгерно-реверсивными упомянутыми поворотными меньшими НВ движительно-несущей системы (ДНС), работающими как совместно с однолопастными НВ при выполнении ВВП и зависания, так и самостоятельно для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированных пилонах, смонтированных на законцовках внешних КИС, и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ПНВС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с двумя однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при жестко закрепленных лопастях-крыльях однолопастных НВ, зафиксированные лопасти которых остановлены и вынесены наружу от профилированных пилонов внешних КИС в продолжение их консолей, увеличивая площадь МПК, а также несущую его способность совместно с МЗК не только за счет отклонения их закрылок при взлетно-посадочной конфигурации, но и образуя с ними дупланную схему со стреловидными внешними КИС, имеющими длину от узла их поворота до законцовок равновеликую радиусу однолопастных НВ и снабженными внутренними закрылками и внешними флапперонами, так и обратно, при этом спереди на верхней части обтекателя каждой мотогондолы имеется, по меньшей мере, по три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая ее обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной оси ближе к передней ее кромке, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между поперечными НВ, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком обратного сужения внешних КИС, выполненных с возможностью их складывания в стояночную конфигурацию посредством их синхронного поворота назад по полету в плоскости хорды МПК к разнесенным балкам, при этом трапециевидное МПК, прямое МЗК и внешние КИС, но и лопасти-крылья ПНВС-Х2 имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 27%, 17% и 32%, но и 24% от общей площади системы крыльев, причем четырехлопастные меньшие НВ в ДНС-Х2 имеют как жесткое крепление лопастей 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, так и на стоянке совместно с поворотом внешних КИС снабжены возможностью складывания зафиксированных во флюгерном положении внешних их лопастей, размещенных наружу перпендикулярно от плоскости симметрии, с последующим соответствующим их отклонением вниз параллельно оси симметрии, но и при выполнении ВВП и зависания обеспечивают полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении вращения между меньшими НВ в ДНС-Х2, например, при виде сверху правый и левый меньшие НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта и гармоничное управление по рысканию совместно с однолопастными НВ, при этом система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), левый и правый из которых имеет задний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован в передней части соответствующей разнесенной балки и связан посредством муфты сцепления с соответствующей Т-образной при виде и сбоку, и сверху синхронизирующей системой, снабженной тремя выходными потоками, первым из них каждый ГТД передает крутящий момент посредством вертикального вала с угловым редуктором и продольным передним выходным валом на редуктор соответствующего поворотного винта ДНС-Х2, а вторым из них потоком они связаны между собой поперечными валами объединительного редуктора, размещенного в центроплане МПК, и третьим потоком, передающим крутящий момент от каждого ГТД продольным выходным задним валом, который связан посредством муфты сцепления с соответствующим угловым редуктором, имеющим вертикальный вал, сцентрированный подшипниковым узлом внутри полого вала зубчатого сектора узла поворота каждой внешней КИС и связанные через второй угловой редуктор и посредством поперечного вала, проходящего в носке каждой КИС и ее профилированном пилоне, с консольным угловым редуктором соответствующего однолопастного НВ в ПНВС-Х2, при этом левый и правый зубчатый сектор КИС, установленный на нижней ее поверхности и изменяющий посредством ее поворота в плоскости хорды МПК стреловидность КИС, смонтирован в соответствующем узле поворота на внешних бортах разнесенных балок и корневых частях КИС так, что каждый из зубчатых секторов, имеющих необходимый центральный угол, находится в зацеплении и взаимодействует при этом с приводной шестерней соответствующего узла поворота КИС, создающего при их повороте на угол от 0° до 13° требуемый угол стреловидности КИС от заданной центровки или от 13° до 90° - стояночную конфигурацию с предварительно зафиксированными лопастями-крыльями НВ, причем при выполнении ВВП и зависания каждым промежуточным редуктором обеспечивается плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ПНВС-Х2 и ДНС-Х2 соответственно 90% и 10% и реализуются вертолетные режимы полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,0 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях двух левых и двух правых однолопастных НВ в виде соответствующих КОС с КИС каждым промежуточным редуктором перераспределяется 60% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на поворотные винты ДНС-Х2, но и обратно, причем на палубе корабля в транспортно-стояночной его конфигурации однолопастные винты в ПНВС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что левые и правые лопасти-крылья и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно к узлам поворота КИС и килями П-образного оперения, размещены при виде сверху параллельно продольной оси соответствующих разнесенных балок так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над сложенными внешними КИС.

Кроме того, широкохордовые упомянутые однолопастные винты имеют среднюю аэродинамическую хорду лопасти (b_сах) и радиус профилированного противовеса (r_пп), определяемым соответственно из соотношений: b_cax=0,2⋅R_нв, м и r_пп=0,3⋅R_нв, м (где: R_нв - радиус несущих винтов), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую ив 1,1 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,1 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 на упомянутом фюзеляже-гондоле спереди и сзади на верхних его частях перед стеклом кабины задней его кромки имеются, по меньшей мере, по три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая их обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной его оси ближе к лобовому стеклу и задней его кромке соответственно, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от них и при этом равноудалены от соответствующего центрального.

Кроме того, при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок, упомянутых внешних КИС МПК, имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, при этом автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему экстренной автоматической посадки, которая включится в том случае, если пилот не будет 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 автоматическую посадку в заданной точке, причем антенный модуль дальнего радиолокационного обнаружения, содержащий антенну, СВЧ-часть и привод, расположен под радиопрозрачным обтекателем на телескопическом пилоне, при этом привод антенны имеет три степени свободы: по азимуту, углу места и углу плоскости поляризации, но и отслеживает эволюции носителя по данным от навигационной системы, причем он снабжен под центром масс в нижней части фюзеляжа швартующим устройством с рычагом ручного управления, имеющим на отклоняемой вниз/вверх телескопической штанге запорный механизм и устройство захвата, контактирующее с ячейками палубной решетки, обеспечивая возможность посадки на корабль при кренах до 25°.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить многоцелевой палубный вертолет-самолет (МПВС), выполненный с двухбалочным креплением П-образного оперения, имеющего отклоненные кили вовнутрь к плоскости симметрии, и высокорасположенными разновеликими крыльями дупланной схемы, первое из которых межбалочное переднее крыло (МПК) большей площади смонтировано выше второго межбалочного заднего крыла (МЗК), но и по концепции поперечно-несущей винтовой системы (ПНВС), в которой левый и правый однолопастные большие несущие винты (НВ), смонтированные соответственно на законцовках внешних консолей изменяемой стреловидности (КИС), установленных по внешним бортам разнесенных балок в развитие МПК, которые, изменяя на стоянке перед взлетом углы стреловидности по передней кромке в пределах от χ_пк=0° до χ_пк=+6,5° или от χ_пк=+6,5° до χ_пк=+13°, создают в такой конфигурации требуемое удаление ПНВС-Х2 от центра масс и обеспечивают соответственно только вертикальный или короткий взлет/посадку (ВВП или КВП) с флюгерно-реверсивными упомянутыми поворотными меньшими НВ движительно-несущей системы (ДНС), работающими как совместно с однолопастными НВ при выполнении ВВП и зависания, так и самостоятельно для создания маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированных пилонах, смонтированных на законцовках внешних КИС, и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ПНВС-Х2 и ДНС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДНС-Х2 соответственно с двумя однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при жестко закрепленных лопастях-крыльях однолопастных НВ, зафиксированные лопасти которых остановлены и вынесены наружу от профилированных пилонов внешних КИС в продолжение их консолей, увеличивая площадь МПК, а также несущую его способность совместно с МЗК не только за счет отклонения их закрылок при взлетно-посадочной конфигурации, но и образуя с ними дупланную схему со стреловидными внешними КИС, имеющими длину от узла их поворота до законцовок равновеликую радиусу однолопастных НВ и снабженными внутренними закрылками и внешними флапперонами, так и обратно, при этом спереди на верхней части обтекателя каждой мотогондолы имеется, по меньшей мере, по три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая ее обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной оси ближе к передней ее кромке, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального, причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между поперечными НВ, например, при виде сверху левый и правый однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание поперечно-продольного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком обратного сужения внешних КИС, выполненных с возможностью их складывания в стояночную конфигурацию посредством их синхронного поворота назад по полету в плоскости хорды МПК к разнесенным балкам, при этом трапециевидное МПК, прямое МЗК и внешние КИС, но и лопасти-крылья ПНВС-Х2 имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 27%, 17% и 32%, но и 24% от общей площади системы крыльев, причем четырехлопастные меньшие НВ в ДНС-Х2 имеют как жесткое крепление лопастей 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, так и на стоянке совместно с поворотом внешних КИС снабжены возможностью складывания зафиксированных во флюгерном положении внешних их лопастей, размещенных наружу перпендикулярно от плоскости симметрии, с последующим соответствующим их отклонением вниз параллельно оси симметрии, но и при выполнении ВВП и зависания обеспечивают полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении вращения между меньшими НВ в ДНС-Х2, например, при виде сверху правый и левый меньшие НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что обеспечивают устранение гироскопического эффекта и гармоничное управление по рысканию совместно с однолопастными НВ, при этом система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, газотурбинных двигателей (ГТД), левый и правый из которых имеет задний вывод вала для отбора взлетной мощности и смонтирован в передней части соответствующей разнесенной балки и связан посредством муфты сцепления с соответствующей Т-образной при виде и сбоку, и сверху синхронизирующей системой, снабженной тремя выходными потоками, первым из них каждый ГТД передает крутящий момент посредством вертикального вала с угловым редуктором и продольным передним выходным валом на редуктор соответствующего поворотного винта ДНС-Х2, а вторым из них потоком они связаны между собой поперечными валами объединительного редуктора, размещенного в центроплане МПК, и третьим потоком, передающим крутящий момент от каждого ГТД продольным выходным задним валом, который связан посредством муфты сцепления с соответствующим угловым редуктором, имеющим вертикальный вал, сцентрированный подшипниковым узлом внутри полого вала зубчатого сектора узла поворота каждой внешней КИС и связанные через второй угловой редуктор и посредством поперечного вала, проходящего в носке каждой КИС и ее профилированном пилоне, с консольным угловым редуктором соответствующего однолопастного НВ в ПНВС-Х2, при этом левый и правый зубчатый сектор КИС, установленный на нижней ее поверхности и изменяющий посредством ее поворота в плоскости хорды МПК стреловидность КИС, смонтирован в соответствующем узле поворота на внешних бортах разнесенных балок и корневых частях КИС так, что каждый из зубчатых секторов, имеющих необходимый центральный угол, находится в зацеплении и взаимодействует при этом с приводной шестерней соответствующего узла поворота КИС, создающего при их повороте на угол от 0° до 13° требуемый угол стреловидности КИС от заданной центровки или от 13° до 90° - стояночную конфигурацию с предварительно зафиксированными лопастями-крыльями НВ, причем при выполнении ВВП и зависания каждым промежуточным редуктором обеспечивается плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ПНВС-Х2 и ДНС-Х2 соответственно 90% и 10% и реализуются вертолетные режимы полета при удельной нагрузке на мощность СУ равной ρ_N=3,0 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях двух левых и двух правых однолопастных НВ в виде соответствующих КОС с КИС каждым промежуточным редуктором перераспределяется 60% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на поворотные винты ДНС-Х2, но и обратно, причем на палубе корабля в транспортно-стояночной его конфигурации однолопастные винты в ПНВС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что левые и правые лопасти-крылья и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно к узлам поворота КИС и килями П-образного оперения, размещены при виде сверху параллельно продольной оси соответствующих разнесенных балок так, что сами лопасти-крылья зафиксированы над сложенными внешними КИС. Все это позволит при переходных маневрах МПВС повысить продольно-поперечную управляемость, а размещение СУ с ГТД в передних частях разнесенных балок обеспечит упрощение системы трансмиссии и позволит использовать ГТД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит мидель разнесенных балок и их аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированных балансировочных противовесов. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастные НВ работают с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастных НВ - это ВВП и зависание. В случае появления косого обдува тяга НВ изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно однолопастных НВ. В синхронизированной ПНВС-Х2 моменты М_крен и М_прод от левого и правого однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через МПК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в ПНВС-Х2 будет выше, имея их радиус в 2,07 и 2,34 раза меньше, чем у соосного и классического вертолета с многолопастными НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить в два раза топливную эффективность в сравнении с палубными вертолетами двухвинтовой соосной схемы. Более того, все это позволит также в сравнении с традиционным самолетом монопланной схемы повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания и взлетную скорость за сет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициент поднятия дупланной схемы, создающей преимущество в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных и, особенно, совместно с лопастями-крыльями на крейсерских режимах полета как МПВС, так и МПВС дальнего радиолокационного обнаружения (ДРЛО).

Предлагаемое изобретение предпочтительного МПВС, выполненного с двухбалочным креплением П-образного оперения, по концепции ПНВС-Х2 с ДНС-Х2 и дупланной схеме, представлено на фиг. 1 с углом изменения поворота КОС и КИС от 0° до 90° на общих видах спереди а) и сверху б) и вариантах его использования:

а) как МПВС-ДРЛО в полетной конфигурации самолета с системой крыльев: МЗК и МПК с внешними КИС и зафиксированными на них лопастями-крыльями НВ, вынесенными наружу от оси симметрии, и маршевой тягой от поворотных винтов ДНС-Х2 при условным расположении на верхней части фюзеляжа в нижнем положении телескопического пилона с обтекателем радиотехнического комплекса (РТК) ДРЛО и сложенной левой КИС с лопастью-крылом НВ и опущенной вниз внешней лопасти поворотного левого винта в стояночной конфигурации;

б) как МПВС-топливозаправщик в полетной конфигурации вертолета с поворотными винтами в ДНС-Х2 и ПНВС-Х2 с левым и правым однолопастными НВ, смонтированными соответственно в передних окончаниях разнесенных балок и на законцовках КИС с условным расположением сложенной и отклоненной назад левой КИС, размещенной над разнесенной балкой с ее однолопастным НВ, противовес которого вынесен назад к килю П-образного оперения в стояночной конфигурации.

Многовинтовой МПВС, выполненный по двухбалочной и дупланной схемам, представлен на фиг. 1, содержит фюзеляж-гондолу 1, который конструктивно объединен с высокорасположенными крыльями МПК 2 и МЗК 3, имеющими закрылки 4, смонтированы между разнесенных балок 5 П-образного оперения, имеющего кили 6 с рулями направления 7 и стабилизатор 8 с рулями высоты 9. В передних окончаниях вдоль продольной оси разнесенных балок 5 установлены редукторы четырехлопастных поворотных левого 10 и правого 11 винтов ДНС-Х2. Трапециевидное МПК 2 имеет внешние обратного сужения КИС 12 с закрылками 13 и флапперонами 14, на законцовках которых в пилонах 15 установлены левый 16 и правый 17 однолопастные НВ с удобообтекаемыми противовесами 18. На каждой гондоле 19 разнесенных балок 5 и наравне с фюзеляжем-гондолой 1 спереди и сзади на верхних их частях имеются по три равновеликих аэродинамических гребня 20, улучшающих их обтекание. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП и отказе двигателей СУ его однолопастные 16-17 НВ работают на режиме авторотации и разгружают дупланные МПК 2 с КИС 12 и МЗК 3, а во время горизонтального полета и отказе его двух ГТД - лопасти поворотных винтов 10-11 флюгируются для предотвращения авторотации с одновременным автоматическим отклонением закрылок 4 на МПК 2 и МЗК 3, а также закрылок 13 и флапперонов 14 на КИС 12. Однолопастные НВ 16-17 ПНВС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 18, но и возможностью создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в ПНВС-Х2, например, при виде сверху левый 16 НВ и правый 17 НВ вращаются по часовой и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б). Двухдвигательная СУ имеет в гондолах 19 ГТД с задним выводом вала для отбора их взлетной их мощности. Каждый из ГТД, образуя с соответствующим промежуточным редуктором, поперечным валом и объединительным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (на фиг. 1 не показаны). Передача взлетной мощности от ГТД к ПНВС-Х2 и ДНС-Х2 обеспечивается системой трансмиссии, имеющей: левый и правый Т-образные как при виде сбоку, так и в плане промежуточные редукторы (на фиг. 1 не показаны) с продольно-поперечными валами для однолопастных 16-17 НВ и продольными для поворотных 10-11 винтов. В верхней части фюзеляжа-гондолы 1 МПВС-ДРЛО на телескопическом его пилоне 21 расположен радиопрозрачный обтекатель 22, который служит для размещения целевого оборудования РТК (см. фиг. 1a). На торцах законцовок КИС 12 имеются сигнальные огни 23 и датчики сближения 24 при выполнении ВВП и при их складывании посредством узлов поворота 25 на стоянке МПВС, закрепленном швартующим устройством 26 (см. фиг. 1а). Планер, кабина и грузопассажирский отсек выполнены из композитных материалов и углеродного волокна, каркас и несущие элементы фюзеляжа - из сплавов на основе алюминия.

Управление МПВС обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поворотных 10-11 и однолопастных 16-17 НВ и отклонением рулей направления 7 и высоты 9 на П-образном оперении и флапперонов 14 на КИС 12. При крейсерском полете подъемная сила создается тандемными крыльями 2-3, КИС 12 и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 16-17, остановленными над пилонами 15 на законцовках КИС 12 (см. фиг. 1а), горизонтальная тяга - поворотными винтами 10-11, на режиме висения только поворотными 10-11 и однолопастными 16-17 НВ, на режиме перехода - крыльями 2-3, КИС 12 с НВ меньшими 10-11 и большими 16-17. После стоянки для вертикального взлета (и зависания) КИС 12 совместно с НВ 16-17 на пилонах 15 отворачиваются вперед по полету (см. фиг. 1б). После создания подъемной тяги поворотными 10-11 и однолопастными 16-17 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета. Развитые рули высоты 9 отклоняется от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° при взлетных и посадочных режимах полета и при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета МПВС. При висении на вертолетных режимах полета путевое управление МПВС осуществляется дифференциальным изменением шага диагонально расположенных НВ, имеющих одинаковое направление вращение, например, левый однолопастный 16 НВ с правым поворотным 11 НВ и правый однолопастный 17 НВ с левым поворотным 10 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление осуществляется изменением тяги НВ соответственно в продольных их группах с передними поворотными 10-11 НВ и задними однолопастными 16-17 НВ и в поперечных группах левыми 10-16 и правыми 11-17 НВ. После вертикального взлета и набора высоты производится разгон в винтокрылой конфигурации. Затем для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 16-17 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются наружу от плоскости симметрии (см. фиг. 1а) и производится скоростной полет в самолетной полетной конфигурации, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 7. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 9 на П-образном оперении и флапперонов 14 на КИС 12 соответственно.

Таким образом, МПВС с ДНС-Х2 и ПНВС-Х2 имеет