ВЕРТОЛЕТ-САМОЛЕТ-АМФИБИЯ Российский патент 2007 года по МПК B64C37/00 B64C35/00 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции конвертопланов - преобразуемых винтокрылых самолетов вертикального взлета и посадки с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов, самолетов, винтокрылов и крылатых автожиров, базирующихся как на суше, так и на воде.

Известен конвертоплан мод. «Хиллер 1045» (США) [1, стр.173], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом и поворотными его консолями с тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тяги соответствующим их отклонением от горизонтального положения, силовую установку, включающую два двигателя с редукторами, расположенных в гондолах на консолях под крылом, трансмиссию с системой валов и хвостовое оперение с рулевыми соосными винтами продольного управления на вертолетных режимах полета.

Признаки, совпадающие: наличие поворотных элементов крыла с тянущими винтами, преобразующими горизонтальную тягу в вертикальную соответствующим их отклонением совместно с консолью крыла вверх от горизонтального положения на угол 90°, диапазон поворота крыла от 0° до +100°, вращение винтов - синхронизирующее, крыло малого удлинения, два главных и один рулевой винты.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное расположение поворотных элементов крыла с двигателем, редуктором и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, снабженное верхней и нижней панелями обшивки и оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что поворотные элементы крыла с винтами с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы, что снижает надежность и безопасность. Третья - это то, что рулевые винты продольного управления, выполненные трехлопастными с изменяемым шагом, установлены в хвостовой части фюзеляжа и смонтированы на хвостовой складывающейся балке. Это усложняет конструкцию и предопределяет использование специального интегрирующего устройства управления, которое на переходных режимах полета с учетом возможного срыва потока на крыле не обеспечивает достаточную стабильность управления и ограничивает возможность базирования на воде без специальных поплавков.

Известен комбинированный вертолет мод. S-72 фирмы «Сикорски» (США), выполненный по одновинтовой схеме с Х-образным несущим и рулевым винтами, низкорасположенным крылом, силовой установкой, включающей два газотурбинных двигателя, передающих крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на винты, обеспечивающие только вертолетные режимы полета и два турбовентиляторных двигателя, смонтированных в носовой части по обе стороны фюзеляжа и обеспечивающих только самолетные режимы полета, оперение с управляемым стабилизатором и трехстоечное колесное шасси убирающееся.

Признаки, совпадающие: наличие главного редуктора и соединительных валов трансмиссии, передающих мощность Х-образному несущему и рулевому винтам, создающим вертикальную тягу, а соответствующие два турбовентиляторных двигателя обеспечивают горизонтальную тягу при крейсерском полете, вращение несущего и рулевого винтов - синхронизирующее, избыточная тяговооруженность силовой установки, создающая большой диапазон скоростей его полета 325...480 км/ч и обеспечивающая продолжение полета и на одном работающем газотурбинном двигателе, трехстоечное колесное шасси убирающееся.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что силовая установка включает разнотипные двигатели, что усложняет конструкцию и снижает надежность крейсерского полета при отказе одного из двух турбовентиляторных двигателей; вторая - при вертикальном взлете поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную потерю в вертикальной его тяге, затормаживается, и большие скорости потока, отбрасываемого от соответствующих консолей крыла, предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность; третья - невозможно и его базирование на воде, так как низкорасположенное крыло и два турбовентиляторных двигателя, смонтированных в носовой части по обе стороны фюзеляжа, имеют с винтами значительный наружный диаметр, что предопределяет непосредственную близость к поверхности и не обеспечивает их защиту от попадания брызг воды.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конвертоплан мод. «Доук VZ-4DA» (США) [1, стр.95], содержащий моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленных в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженных синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт-отсеки.

Признаки, совпадающие: наличие на консолях крыла двух поворотных кольцевых каналов, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°, снабженных тянущими винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу соответствующим их отклонением от горизонтального положения на угол 90°, и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленных в гондолах на верхней части крыла и снабженных газовыми рулями путевого и продольного управления, хвостовое оперение и трехопорное шасси с носовой и главными опорами.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что минимизированы габаритные размеры поворотных кольцевых каналов и, как следствие, винты выполнены небольшого диаметра и многолопастными с большой их круткой, которые при создании ими вертикальной тяги образуют малую сметаемую площадь и вызывают значительную нагрузку на нее и, соответственно, большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, затрудняющего его длительное использование на вертолетных режимах висения при поисково-спасательных операциях; вторая - это то, что винты, смонтированные на концах высокорасположенного крыла в поворотных кольцевых каналах, имеют удаленное расположение их линий горизонтальной тяги от продольной оси фюзеляжа, что увеличивает индуктивное сопротивление системы винт-крыло, снижает аэродинамическое качество и осложняет управление как на самолетных, так и на переходных режимах полета; третья - это то, что силовая установка дополнительно снабжена газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными на удлинительной сопловой трубке двигателя в конце хвостовой балки. Все это и предопределяет в совокупности ограничение возможности его базирования на воде без поплавков.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном конвертоплане оснащения главного редуктора дополнительным вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом-крылом, имеющим S-образную форму в плане, и уменьшения нагрузки на сметаемую площадь, обеспечения возможности исключения срыва потока на крыле с увеличением его угла атаки и изменения схемы планера с моно- на бинлановую и обратно, повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и улучшения взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета, упрощения продольного управления на переходных режимах полета и обеспечения возможности базирования как на суше, так и на воде.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного конвертоплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен возможностью преобразования на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в бинлановую схему и обратно, при этом главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S-образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно, вертикальный вал оснащен дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно его задней кромки.

Благодаря наличию этих признаков на вертолетных режимах полета тянущие винты в поворотных кольцевых каналах имеют взаимно противоположное вращение с несущим винтом, что повышает эффективность винтовой группы и уменьшает реактивный момент. Кроме этого, на переходных режимах полета исключается возможность срыва потока с нижнего крыла с увеличением его угла атаки за счет увеличения скорости его обдува. Это позволяет улучшить стабильность и характеристики управления, а также повысить безопасность полетов вертолета-самолета-амфибии, главный редуктор которого оснащен вертикальным валом с двухлопастным несущим винтом, лопасти которого имеют дугообразную переднюю кромку и стреловидные законцовки, отогнутые в противоположную сторону вращения винта, формирующие его в S-образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, что обеспечивает переворот ее в вертикальной плоскости и обратно. Минимальный угол поворота лопасти несущего винта в вертикальной плоскости при преобразовании ее в верхнее крыло биплановой схемы определяется из соотношения

Δϕ=(180°-ϕ₁-ϕ₂), град,

где ϕ₁- максимальный угол установки лопасти несущего винта;

ϕ₂ - максимальный угол установки верхнего крыла биплановой схемы.

Предлагаемое изобретение вертолета-самолета-амфибии (ВСА) и вариативность его использования иллюстрируется общими видами, представленными на фиг.1-3.

На фиг.1 изображен ВСА на самолетных режимах полета, общий вид спереди и сверху, с расположением винтов в поворотных кольцевых каналах и преобразованного двухлопастного несущего винта в верхнее крыло высокорасположенной схемы биплана.

На фиг.2 изображен ВСА на вертолетных режимах полета, общий вид сбоку и сверху, с трехвинтовой ярусной схемой 2+1 и расположением винтов, соответственно нижних, на консолях крыла в поворотных кольцевых каналах и над ними несущего винта.

На фиг.3 изображен ВСА, общий вид сбоку, с расположением винтов в поворотных кольцевых каналах и несущего винта для различных вариантов его использования, соответственно: а) самолет с высокорасположенной схемой биплана; б) вертолет трехвинтовой ярусной схемы 2+1; в) винтокрыл с коротким взлетом и посадкой; г) крылатый автожир.

Вертолет-самолет-амфибия, представленный на фиг.1-3, содержит фюзеляж 1, нижняя часть которого для обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки. Для повышения поперечной остойчивости имеются мощные стабилизирующие герметичные борт-отсеки 2. Хвостовая балка 3 плавно образована на уровне высокорасположенного крыла 4 небольшого удлинения и наивыгоднейшего профиля, обеспечивающего необходимый и достаточный прирост подъемной силы только на переходных и самолетных режимах полета. По бокам и в кормовой части фюзеляжа 1 расположены соответственно две сдвижные двери 5 и задняя дверь 6, одна секция которой открывается вверх для спасения на плаву, а другая - вниз, образуя погрузочную рампу на земле. На консолях 7, имеющих рулевые поверхности 8 и 9, работающие соответственно в режиме закрылок и элеронов крыла 4, смонтированы тянущие винты 10 в поворотных кольцевых каналах 11, снабженных с одной стороны узлами поворота 12 (приводными), горизонтальная ось поворота которых размещена в плоскости консолей 7 и перпендикулярно продольной оси фюзеляжа 1. Воздушные винты 10, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены трехлопастными, лопасти трапециевидной формы в плане, стеклопластиковые, со стальными лонжеронами, установлены в обтекателях на горизонтальных ребрах жесткости их кольцевых каналов. В обтекателе, имеющем спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки лопастей, установлен редуктор винта. Поворот кольцевых каналов 11 осуществляется с помощью гидромеханических приводов (на фиг.1-3 не показаны). Двухкилевое оперение 13, оснащенное рулями направления 14, снабжено горизонтальным стабилизатором 15 с рулями высоты 16.

Силовая установка включает два двигателя 17 (например, газотурбинных, выполненные с передним выводом вала), расположенных в обтекаемых гондолах 18 по обе стороны от продольной оси фюзеляжа 1, выступающих за обводы и за заднюю кромку крыла 4. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от несущего винта на режиме висения лопасти А и Б несущего двухлопастного винта 19, смонтированного на пилоне 20 над фюзеляжем 1, имеют законцовки, отогнутые в противоположную сторону вращения винта, формирующие его в S-образную форму в плане (см. фиг.2). Передача крутящего момента от двигателей 17 к редукторам винтов 10, смонтированным в центре поворотных кольцевых каналов 11 на их горизонтальных ребрах жесткости, осуществляется от главного редуктора (на фиг.1-3 не показано) посредством системы соединительных валов и синхронизирующего вала. Последний с муфтой сцепления (на фиг.1-3 не показано) связывает двигатели между собой и обеспечивает привод всех трех винтов, включая несущий винт 19, при отказе одного из двух двигателей.

Избыточная тяговооруженность двигателей, обеспечивающая продолжение полета при одном работающем двигателе и любом промежуточном положении поворотных кольцевых каналов 11 и несущего винта 19 во время переходного режима, создает возможность осуществления полета или аварийной посадки, тем самым повышая безопасность полетов. При этом посредством вертикального вала главного редуктора передается крутящий момент и на несущий винт 19, имеющий симметричный профиль лопастей. Кроме этого, одна из его лопастей, например при вращении несущего винта 19 против часовой стрелки это будет лопасть А (см. фиг.2), снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот ее в вертикальной плоскости и обратно для преобразования двухлопастного несущего винта 19 в верхнее крыло 21 высокорасположенной схемы биплана, имеющее законцовки 22, придающие форму в плане этому крылу в виде скобы (см. фиг.1). Для чего вертикальный вал дополнительно снабжен муфтой свободного хода, отключающей его от главного привода, и дополнительным приводом, обеспечивающим через муфту сцепления фиксированный поворот в горизонтальной плоскости верхнего крыла 21. При этом для упрощения переустановки лопасти А несущий винт 19 останавливается вдоль продольной оси фюзеляжа 1 таким образом, что эта лопасть располагается в хвостовой части ВСА. После переворота лопасти А в вертикальной плоскости на угол Δϕ=(180°-ϕ1-ϕ2), град. и отклонения на требуемый угол установки (ϕ₂) консолей верхнего крыла 21 оно поворачивается в горизонтальной плоскости на угол 90° при виде сверху, по часовой стрелке и устанавливается перпендикулярно продольной оси фюзеляжа 1 относительно его задней кромки (см. фиг.1).

Несущий винт 19, снабженный системами торможения и фиксированного поворота для палубного базирования ВСА, имеет лопасти, выполненные из композиционных материалов, и лонжероны, изготовленные из титанового сплава. При вертикальном взлете, висении и посадке ВСА несущий винт 19 имеет взаимно противоположное вращение с тянущими винтами 10 в поворотных кольцевых каналах 11. Это позволяет значительно повысить эффективность винтовой группы и частично исключить реактивный момент. Парирование последнего осуществляется рулями направления 14 и с помощью управляемых лопаток струйного руля 23 путевого управления, работающих в горизонтальной плоскости. Шасси - убирающееся, трехопорное. Главные боковые опоры с колесами 24 убираются в герметичные борт-отсеки 2, а носовая опора с колесом 24 убирается в носовой отсек фюзеляжа 1.

Управление ВСА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага тянущих винтов 10 и несущего винта 19 и отклонением рулевых поверхностей 8, 9, 14 и 16, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При этом на самолетных режимах полета подъемная сила создается крыльями 4 и 21 и винтами 10 (см. фиг.3а, вид сбоку ВСА при его полете как самолета с высокорасположенной схемой биплана) на режиме вертикального взлета, посадки и висения только винтами 10 и 19 (см. фиг.3б, вид сбоку ВСА при его полете как вертолета трехвинтовой ярусной схемы 2+1), на режиме перехода крылом 4 и винтами 10 и 19. Кроме этого, полет ВСА с коротким взлетом и посадкой при его максимальном взлетном весе может осуществляться как у комбинированного вертолета, т.е. винтокрыла. В этом случае его кольцевые каналы 11 поворачиваются на угол 30°, а несущий винт 19 создает подъемную силу наравне с подъемной силой, обеспечиваемой крылом 4. При этом мощность силовой установки ВСА полностью расходуется для привода двух тянущих и одного несущего винтов. Это позволяет значительно увеличить полезную нагрузку и скорость крейсерского его полета, так как при высоких скоростях полета комбинация крыла 4 и тянущих винтов 10 гораздо выгоднее для создания подъемной силы и горизонтальной тяги, чем одним несущим винтом 19. Образуемый при этом реактивный момент от несущего винта 19 парируется струйными рулями 23, работающими в горизонтальной плоскости (см. фиг.3в, вид сбоку ВСА при его полете как винтокрыла с коротким взлетом и посадкой). После набора высоты горизонтальный ВСА при максимальной полезной нагрузке может осуществляться так же, как у крылатого автожира. В этом случае винты 10 устанавливаются горизонтально, а несущий винт 19 отключается от привода двигателей, и он начинает авторотировать, создавая только подъемную силу наравне с подъемной силой, обеспечиваемой крылом 4 (см. фиг.3г, вид сбоку ВСА при его полете как крылатого автожира).

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление осуществляется струйными рулями 23 продольного управления, работающими в вертикальной плоскости, а для улучшения продольной устойчивости ВСА увеличение угла поворота его кольцевых каналов 11 может при необходимости сопровождаться одновременным отклонением рулевых поверхностей 16. При этом образуемый реактивный момент парируется струйными рулями 23 путевого управления, работающими в горизонтальной плоскости. С приближением к поверхности земли или воды и при полете вблизи них на вертолетных режимах полета трехлопастные винты 10 в кольцевых каналах 11 и несущий двухлопастной винт 19 образуют под ВСА область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки и тем самым повышающего их кпд. Для соответствующей посадки на поверхность земли или воды используются соответственно колеса 24 и 25 убирающегося шасси или герметичные фюзеляж-лодка и борт-отсеки 2 поперечной остойчивости.

Таким образом, ВСА, имеющий компоновочную схему вертолетоподобного самолета, снабжен возможностью преобразовываться на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно. Это повышает универсальность ВСА и обеспечивает его использование с высокими амфибийными качествами, значительными мореходными возможностями как вертолета и самолета, так винтокрыла и автожира, имеющего высокую аэродинамическую эффективность во всех областях летных режимов, широкие взлетно-посадочные характеристики и низкий удельный расход топлива, а также незначительную нагрузку на ометаемую площадь. Последнее при базировании на воде исключает риск образования большой скорости отбрасываемого водно-воздушного потока от поверхности воды и попадания на винты и в двигатели, что повышает надежность. Значительная тяговооруженность, создаваемая силовой установкой, и ярусное расположение винтов по схеме 2+1 соответственно нижних на консолях крыла в поворотных кольцевых каналах и верхнего несущего винта на пилоне позволяют среди конвертопланов такого класса повысить эффективность винто-моторной группы и уменьшить возможность срыва потока с нижнего крыла за счет увеличения скорости его обдува. Это позволяет улучшить характеристики на переходных режимах полета и повысить безопасность, а также обеспечить базирование ВСА как на суше, так и на воде.

Многофункциональность ВСА, обеспечивающаяся высокой эффективностью как у вертолетов, имеющих совмещенную ярусную одно- и двухвинтовую поперечную схему, широкий диапазон скоростей как у самолетов, имеющих моно- и биплановую схему, предопределяет решающее значение в создании вертолетоподобных самолетов для нужд транспортной морской и гражданской авиации. При этом ВСА в отличие от вертолета может иметь четыре специфичных режима полета: самолетный, вертолетный, винтокрылый и автожирный. Последний наступает, когда несущий винт отключается от привода двигателей и начинает вращаться от набегающего воздуха (авторотировать), создавая только подъемную силу. На этом режиме основную долю создания подъемной силы берет на себя крыло, которое является неотъемлемой и основной частью ВСА. Другими словами, происходят разгрузка и изменение условий работы несущего винта. В результате, при одинаковой скорости полета ВСА потребляет меньшую мощность, чем вертолет. И, кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях несущего винта у ВСА отодвигается на более высокие скорости полета. Одновременно на автожирном режиме полета экономится топливо. Все это дает возможность получить на ВСА крейсерские скорости на автожирном режиме полета до 360 км/ч, а на самолетном - 510 км/ч, что значительно больше скорости и продолжительности полета, чем на вертолете и даже на винтокрыле. Другими словами, появляется возможность использовать меньшую мощность силовой установки, снизить удельный расход топлива, а значит увеличить продолжительность и дальность полета и, как следствие, повысить экономическую эффективность. Это позволит обеспечить выполнение длительного поисково-спасательного полета, доставку в район аварии спасательных партий и оказание помощи; спасение с морских судов и эвакуация населения при стихийных бедствиях в прибрежных регионах становятся также реально выполнимыми.

В конечном итоге широкое использование ВСА позволит в полной мере осуществить создание специальной транспортной системы городского базирования для региональных воздушных грузопассажирских перевозок и возможности обеспечения транспортной связью большей части территории РФ, включая также приморские регионы и районы, насыщенные водоемами и островами, платформы для разведки и добычи полезных ископаемых. Кроме этого, позволит получить высокую ожидаемую коммерческую выгоду на основе их значительной рентабельности, достигаемой тем, что ВСА могут широко использовать для базирования, взлетов и посадок как любое неподготовленное пространство поверхности воды и суши, так и существующие аэродромы, вертолетные площадки и современные морские порты.

Литература

1. Американские самолеты вертикального взлета. Ружицкий Е.И., г.Москва. Астраль. ACT. 2000 г.

Вертолет-самолет-амфибия предназначен для создания специальной транспортной системы городского базирования. Вертолет-самолет-амфибия содержит моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленных в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженных синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек, и герметичные борт-отсеки. Вертолет-самолет-амфибия имеет возможность преобразования на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно. Главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S-образную форму в плане. Одна из его лопастей выполнена с возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно. Вертикальный вал оснащен дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно его задней кромки. Технический результат - повышение аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и улучшение взлетно-посадочных характеристик как на вертолетных, так и на самолетных режимах полета. 3 ил.

Вертолет-самолет-амфибия, содержащий моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженные синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек и герметичные борт-отсеки, отличающийся тем, что он снабжен возможностью преобразования на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно, при этом главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S-образную форму в плане, при этом одна из его лопастей снабжена возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно, вертикальный вал оснащен дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно его задней кромки.