МНОГОЦЕЛЕВОЙ КРИОГЕННЫЙ КОНВЕРТОПЛАН Российский патент 2010 года по МПК B64C37/00 B64C29/00 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции высокоэкономичных и высокоскоростных многоцелевых криогенных конвертопланов - преобразуемых винтокрылых самолетов вертикального взлета и посадки с поворотными винтами, совмещающих особенности вертолетов и самолетов наземного (безаэродромного) и корабельного (аэродромного) базирования.

Известен легкий палубный конвертоплан мод. «Белл Х-22А» (США) [1 стр.52], содержащий моноплан с размещенными тандемом средне- и высокорасположенным крыльями, на которых смонтированы кольцевые каналы, оснащенные узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженные в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов, из которых передние и задние объединены соответственно разноуровневыми поперечными и продольными соединительными валами трансмиссии с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, включающей четыре главных двигателя, установленные в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа на верхней части высокорасположенного крыла, вертикальное оперение, смонтированное на хвостовой балке, трехопорное шасси, убирающееся назад в носовой и вбок задних отсеков фюзеляжа.

Признаки совпадающие - наличие четырех поворотных кольцевых каналов, имеющих диапазон поворота от -5° до +95°, снабженных консольными винтами, создающими горизонтальную и вертикальную тягу соответствующим их отклонением вверх от горизонтального положения на угол 90° и оснащенных в их центре на ребрах жесткости редукторами винтов. Последние связаны соединительными валами с промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой, двигатели которой смонтированы на верхней части высокорасположенного крыла в гондолах попарно и создают взлетную мощность, обеспечивающую максимальную скорость до 603 км/ч и дальность его полета до 925 км и перевозку 5-7 человек при максимальном взлетном весе 6800 кг.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что диаметры винтов ограничены габаритами кольцевых каналов и как следствие при создании ими вертикальной тяги образуют малую сметаемую площадь и вызывают удельную нагрузку на нее около 480 кгс/м² и, следовательно, большую скорость отбрасываемого воздушного потока от поверхности, затрудняющего его длительное использование на режимах висения; вторая - система трансмиссии, продольные и поперечные соединительные валы которой проходят вдоль продольной оси и внутри соответственно фюзеляжа и крыльев переднего и заднего к редукторам винтов, смонтированным в центре ребер жесткости поворотных кольцевых каналов, выполнены разноуровневыми, что предопределяет усложнение конструкции трансмиссии и уменьшение полезного объема фюзеляжа; третья - при самолетных режимах полета линии горизонтальной тяги левой и правой групп консольных винтов имеют в каждой группе незначительное их взаимовлияние и ухудшение при этом взлетно-посадочных характеристик на самолетных режимах полета конвертоплана. Для их улучшения необходима установка передних и задних кольцевых каналов под углом соответственно +2° и -3°, что в последствии усложняет управление на переходных режимах полета и не обеспечивает стабильность при переходных маневрах.

Известен легкий административный конвертоплан мод. «Белл-Боинг ВВ.609» (США) [1 стр.42], представляющий собой моноплан с высокорасположенным крылом, имеющим небольшой угол обратной стреловидности и смонтированные на концах его консолей двигатели с редукторами и винтами, установленные в поворотных мотогондолах, при отклонении которых он преобразовывается в вертолет двухвинтовой поперечной схемы, имеющий трансмиссию с синхронизирующим валом, проложенным в носке крыла, Т-образное оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой и боковые отсеки.

Признаки совпадающие - наличие поворотных гондол с тянущими винтами, создающими горизонтальную и соответствующим отклонением вертикальную тягу, диапазон поворота винтов от 0° до +97,5°, при городском базировании лопасти винтов складывались для удобства эксплуатации. Большая избыточная тяговооруженность силовой единой установки обеспечивает перевозку 9-12 человек с крейсерской скоростью 520 км/ч и дальность полета до 1390 км, а также полет и аварийную посадку на одном работающем двигателе при максимальном взлетном его весе 7265 кг и полезной нагрузке 2500 кг.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что консольное размещение на концах крыльев поворотных двигателей с редукторами и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное сложной системой поворота и механизации крыла, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность; вторая - диаметры винтов ограничены длиною консолей крыла и как следствие при висении поток от винтов, обдувая консоли крыла и создавая значительную потерю (до 23%) 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 - горизонтальная тяга винтов обеспечивается только в крейсерском полете, поэтому взлетать и садиться по-самолетному, как обычный самолет, этот конвертоплан не может, т.к. расположенные на концах крыла поворотные двигатели, имеющие диаметры винтов, превышающие высоту установки их мотогондол, но это не исключает возможности короткого взлета и посадки.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является гидроконвертоэкраноплан (Россия) [2], выполненный в виде моноплана трехбалочной схемы, содержащий низкорасположенное трапециевидное крыло, разнесенные балки, соединяющие крыло с киль-шайбами, связанные с вертикальным оперением и стабилизатором, силовую установку, включающую двигатели, установленные в передних окончаниях разнесенных балок, трансмиссию с редукторами и соединительными валами, обеспечивающую равномерное распределение их мощности между консольными и межбалочными винтами в поворотных кольцевых каналах, создающими горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное колесное шасси, убирающееся, с передней носовой и главными боковыми опорами.

Признаки совпадающие - наличие моноплана трехбалочной схемы с трапециевидным крылом, снабженным разнесенными балками с трехкилевым оперением и наплывами, имеющими в плане V-образные изломы, образующие переменную стреловидность по передним их кромкам и объединяющие в единую конструкцию крыло и фюзеляж, представляющий собой в плоскости симметрии S-образный профиль. Винты в поворотных кольцевых каналах, расположенные в центральной части фюзеляжа и обеспечивающие горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вверх от горизонтального положения вертикальную на угол 90° или наклонную тягу на угол 35° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и коротком взлете (посадке).

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что при расположении тянущих винтов в поворотных кольцевых каналах в центральной части фюзеляжа на консолях крыла и между разнесенных и хвостовой балками конструктивно в аэродинамической компоновке необходимо смещать центр масс вдоль продольной оси фюзеляжа в направлении к вертикальной оси межбалочных винтов, т.к. наиболее рациональным местом расположения центра масс с тандемно расположенными консольными и межбалочными винтами одинакового диаметра является средняя точка между их поворотными винтами; вторая - это то, что если центр масс между винтами одинакового диаметра сместить более чем на 5…7% расстояния между поворотными винтами в кольцевых каналах, то появляются недопустимые потери вертикальной тяги в режиме висения и увеличение веса основных редукторов из-за неблагоприятного распределения мощности между тандемно расположенными винтами; третья - это то, что поворотные консоли крыла с винтами в кольцевых каналах с увеличением его угла атаки на переходных режимах полета создают опасность появления на крыле срыва потока до создания винтами необходимой подъемной силы. Если при этом срыв происходит резко и на всей его поверхности одновременно, то это может сопровождаться резким пикированием, что снижает как надежность и безопасность, так и управляемость при переходных маневрах.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном гидро-конвертоэкраноплане упрощения конструкции хвостовой балки и вертикального оперения, увеличения весовой отдачи, повышения эксплуатационных характеристик и аэродинамической эффективности, улучшения решения проблемы асимметричности осевой нагрузки и уменьшения рыскания при крейсерском полете, улучшения взлетно-посадочных характеристик и повышения безопасности и управляемости при переходных маневрах.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного гидроконвертоэкраноплана, наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета трехбалочной компоновки, выполненной по продольной схеме триплана, с расположенными тандемом на консолях переднего горизонтального оперения и хвостового стабилизатора соответственно двух носовых и двух межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах, преобразующих цельноповоротными соответствующие эти консоли, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно, при этом переднее горизонтальное оперение с винтами в поворотных кольцевых каналах, оснащенных на их выходе серворулями высоты, выполненное в виде управляемого дестабилизатора, установленного в носовом обтекателе фюзеляжа, к нижней части которого под дестабилизатором смонтирован цельноповоротный передний киль непосредственного управления боковой силой, оснащенный соосно вертикальной оси его поворота в носке килевой поверхности амортизационной стойкой с передним колесом шасси, а вертикальное оперение, представляющее собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненного Н-образным, снабженным стабилизатором, смонтированным в хвостовом обтекателе кормового пилона, Н-образная в плане трансмиссия, включающая наряду с Т-образными передним и задним промежуточными редукторами, расположенными соответственно в носовом и хвостовом обтекателях и связанными поперечными валами, проходящими соответственно в плоскостях переднего горизонтального оперения и стабилизатора с редукторами носовых и межкилевых винтов, оснащена Г-образными в продольной плоскости системами валов с угловыми редукторами, обеспечивающими их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне и продольным валом, связывающими соответственно передний и задний промежуточные редукторы с главным редуктором, приводимым силовой установкой и объединяющим эти системы таким образом, что винты в поворотных кольцевых каналах, расположенные по диагонали, снабжены возможностью одинакового направления их вращения и противоположного - между их диагональными группами, при этом межкилевые винты, размещенные сзади, имеют при висении расположение плоскости вращения их лопастей выше плоскости вращения лопастей носовых винтов, комбинированная силовая установка, имеющая криогенные топливные баки в разнесенных балках, киль-шайбах и в кормовом пилоне, снабженная по бокам последнего двумя подъемно-маршевыми газотурбинными двигателями и двумя подъемно-разгонными турбореактивными двухконтурными двигателями, смонтированными в межкилевых поворотных кольцевых каналах, рассчитанными на работу при различных углах их отклонения, выполненными соответственно с задним и передним выводом вала для отбора взлетной их мощности, при этом половина располагаемой мощности от турбореактивных двухконтурных двигателей передается на вертолетных режимах полета на редукторы межкилевых винтов и, тем самым, создающие наряду с реактивной их вертикальной тягой, обеспечивают и увеличение вертикальной подъемной тяги этих винтов.

Благодаря наличию этих признаков это позволит упростить конструкцию хвостовой балки и вертикального оперения и достичь значительного увеличения весовой отдачи. Многоцелевой криогенный конвертоплан снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета продольной схемы триплана с расположенными тандемом на консолях переднего горизонтального оперения и хвостового стабилизатора, соответственно, двух носовых и двух межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах, преобразующих цельноповоротными соответствующие эти консоли, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно, при этом переднее горизонтальное оперение с винтами в поворотных кольцевых каналах, оснащенных на их выходе серворулями высоты, выполненное в виде управляемого дестабилизатора, установленного в носовом обтекателе фюзеляжа, к нижней части которого под дестабилизатором смонтирован цельноповоротный передний киль непосредственного управления боковой силой, оснащенный соосно вертикальной оси его поворота в носке килевой поверхности амортизационной стойкой с передним колесом шасси, а вертикальное оперение, представляющее собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненного Н-образным, снабженным стабилизатором, смонтированным в хвостовом обтекателе кормового пилона. Совместное использование переднего горизонтального оперения (ПГО) с хвостовым стабилизатором, снабженными на их консолях винтами в поворотных кольцевых каналах, преобразующих их в цельноповоротные, обеспечивает повышение устойчивости системы носовые винты- ПГО и продольной стабилизации, а также взлетно-посадочных характеристик. Кроме того, носовые и межкилевые винты, установленные по обе стороны от плоскости симметрии, расположены тандемно в левой и правой их группах. Это улучшает решения проблемы и уменьшения рыскания на самолетных режимах полетов и, следовательно, значительно увеличивает курсовую устойчивость. Н-образная в плане трансмиссия, включающая наряду с Т-образными передним и задним промежуточными редукторами, расположенными соответственно в носовом и хвостовом обтекателях и связанными поперечными валами, проходящими соответственно в плоскостях переднего горизонтального оперения и стабилизатора с редукторами носовых и межкилевых винтов, оснащена Г-образными в продольной плоскости системами валов с угловыми редукторами, обеспечивающими их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне и продольным валом, связывающими соответственно передний и задний промежуточные редукторы с главным редуктором, приводимым силовой установкой и объединяющим эти системы таким образом, что винты в поворотных кольцевых каналах, расположенные по диагонали, снабжены возможностью одинакового направления их вращения и противоположного - между их диагональными группами. При этом межкилевые винты, размещенные сзади, имеют при висении расположение плоскости вращения их лопастей выше плоскости вращения лопастей носовых винтов. Это предопределяет возможность при висении в комбинированной силовой установке конструктивного размещения в межкилевых кольцевых каналах двух турбореактивных двухконтурных двигателей, увеличивающих вертикальную тягу их винтов.

Предлагаемое изобретение многоцелевого криогенного конвертоплана (МККП) и варианты его использования иллюстрируются чертежами, представленными на фиг.1…2.

На фиг.1 изображен МККП с комбинированной силовой установкой в полетной конфигурации самолета общий вид сбоку с расположением тандемом носовых и межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах в четырехвинтовой движительной системе при крейсерском полете, взлете и посадке по-самолетному, как обычный самолет.

На фиг.2 изображен МККП с единой силовой установкой в полетной конфигурации вертолета и самолета общий вид сверху с условным расположением носовых и межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах левой и правой групп соответственно на вертолетных и самолетных режимах полета.

Многоцелевой криогенный конвертоплан, представленный на фиг.1…2, выполнен по трехбалочной схеме с конвертируемыми силовой установкой и аэродинамической схемой и содержит удобообтекаемой формы фюзеляж 1, имеющий в плоскости симметрии S-образный профиль и высокорасположенную кормовую его часть. Трапециевидное низкорасположенное крыло 2, имеющее впереди его наплывы 3 с V-образными в плане изломами, образующими переменную стреловидность по передним их кромкам и объединяющими их в единую плавнообразованную конструкцию с фюзеляжем 1 (см. фиг.2). Наплывы 3 с переменной стреловидностью плавно переходят к носовому обтекателю 4, снабженному ПГО 5, выполненному в виде управляемого дестабилизатора, имеющего на его консолях винты 6 в поворотных кольцевых каналах 7, оснащенных на их выходе серворулями высоты 8. Разнесенные удобообтекаемой формы балки 9 соединяют крыло 2 с киль-шайбами 10, которые снабжены форкилями. В нижней части носового обтекателя 4 фюзеляжа 1 смонтирован цельноповоротный передний киль 11 непосредственного управления боковой силой, оснащенный соосно вертикальной оси его поворота в носке килевой поверхности амортизационной стойкой с передним колесом шасси. Крыло 2, имеющее стреловидность по передней кромке, оснащено рулевыми поверхностями 12 и 13, работающими соответственно в режиме закрылок и элеронов, снабжено для улучшения управляемости и устойчивости МККП в полете отклоненными вверх концевыми частями 14. При этом концевые части 14 крыла 2, смонтированные к внешним бортам разнесенных балок 9, могут быть оснащены возможностью их отклонения вверх для обеспечения возможности эксплуатации МККП на кораблях. Двухкилевое оперение, выполненное Н-образным, снабжено стабилизатором 15, смонтированным в хвостовом обтекателе 16 кормового пилона 17 и имеющим на его консолях винты 18 в межкилевых поворотных кольцевых каналах 19. Воздушные винты 6 и 18, имеющие возможность изменения скорости вращения, выполнены трехлопастными, лопасти трапециевидной формы в плане, угле- и стеклопластиковые, установлены соответственно в обтекателях кольцевых каналов 7 и 18. В каждом обтекателе, имеющем спереди кок с широким диапазоном изменения углов установки лопастей винта, установлен редуктор винта (на фиг.1…2 не показаны). Причем поворот винтов 6 и 18 соответственно в кольцевых каналах 7 и 19, имеющих диапазон поворота от -5° до +95° и преобразующих полетную конфигурацию МККП с самолета продольного триплана в вертолетоподобную конфигурацию четырехвинтовой несущей схемы 2+2, осуществляется с помощью электромеханических приводов.

Единая криогенная силовая установка (СУ) высокоскоростных МККП, включающая два главных газотурбинных двигателя 20, выполненные с задним выводом вала и расположенные по бокам кормового пилона 17, установлены в гондолах. Достижение реальной рентабельности и высокой топливной экономичности может включать, в частности, и использование в СУ МККП газотурбинных двигателей криогенных модификаций, только с учетом особенностей использования сжиженного природного газа (СПГ). Следует признать, что трехбалочная аэродинамическая схема МККП, в полной мере, и предопределяет как техническую возможность, так и простоту конструктивного совмещения с криогенными топливными баками. Такие конвертируемые МККП могут иметь и раздельные топливные системы (одна штатная - для авиакеросина, другая - криогенная - для СПГ). Криогенные топливные баки для СПГ основные и центровочный могут быть расположены соответственно в двух разнесенных балках 9 и в киль-шайбах 10, кормовом пилоне 17 и смонтированы вблизи двигателей СУ. Совмещение миделя топливного бака с миделем разнесенных балок 9, а также сочетание поддерживающих ребер жесткости межкилевых кольцевых каналов 19 и стабилизатора 15 с общей трехбалочной аэродинамической схемой, позволит расположить криогенные топливные баки вне фюзеляжа 1 практически без увеличения аэродинамического сопротивления и дополнительного усиления крыла 2. Короткие криогенные топливные трассы в СУ имеют небольшую массу и незначительную теплоизоляцию. Удаленные от фюзеляжа 1 криогенная СУ и топливная система значительно повышают взрыво- и пожаробезопасность, а также надежность. Благодаря двум раздельным топливным системам (для авиакеросина в крыле и СПГ в разнесенных балках) МККП сможет заправиться газом, совершить полет в аэропорт, где пока нет оборудования для его производства и хранения, и улететь оттуда на авиакеросине. В нештатной ситуации перейти с одного вида топлива на другой можно всего за несколько секунд. Все это позволяет как повысить безопасность полетов, так и достичь высокой топливной экономичности, что делают МККП на СПГ более высокоэкономичными и более рентабельными. В околозвуковых МККП криогенная СУ может быть конвертирована в комбинированную. Для чего к двум главным газотурбинным двигателям (ГТД) 20 дополнительно в межкилевых кольцевых каналах 19 устанавливаются два турбореактивных двухконтурных двигателя (ТРДД) 21, выполненные с передним выводом вала для отбора мощности от их турбин. При этом половина располагаемой мощности от ТРДД, рассчитанных на работу в поворотных кольцевых каналах (при различных углах их отклонения), передается на вертолетных режимах полета на редукторы межкилевых винтов 18, увеличивая, тем самым, вертикальную подъемную их тягу и тяговооруженность. Это создает возможность на самолетных режимах полета после отключения ГТД и уменьшения передачи мощности от ТРДД к редукторам винтов и только за счет совместной тяги винтов и их реактивной маршевой тяги как преобразование ТРДД в виде турбовинтовентиляторных двигателей с большой степенью их двухконтурности (см. фиг.1), так и обеспечение высокой топливной экономичности и достижение большой околозвуковой скорости. Равномерное распределение мощности от двигателей криогенной СУ между тяжелонагруженными носовыми 6 и межкилевыми 18 винтами с жестким креплением лопастей обеспечивается посредством системы трансмиссии, связанной с их редукторами винтов.

Н-образная в плане система трансмиссии включает наряду с Т-образными передним и задним промежуточными редукторами, расположенными соответственно в носовом 4 и хвостовом 16 обтекателях и связанными поперечными валами, проходящими соответственно в плоскостях ПГО 5 и стабилизатора 15 с редукторами носовых 6 и межкилевых 18 винтов, оснащена Г-образными в продольной плоскости системами валов с угловыми редукторами, обеспечивающими их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне, связанными между собой вдоль плоскости симметрии под полом кабины и продольным валом, связывающими соответственно передний и задний промежуточные редукторы с главным редуктором, приводимым СУ. Избыточная вертикальная тяговооруженность до 1, 14 криогенной СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, оснащена специальными муфтами свободного хода (на фиг.1…2 не показаны). Это позволяет отключить любой двигатель СУ при крейсерском полете, использующей 18-22% вертикальной тяговооруженности, или отказе любого из них и осуществления аварийной посадки МККП. Трехстоечное колесное шасси с убирающимися в отсеки разнесенных балок 9 задними главными боковыми опорами с колесами 22 и неубирающейся вспомогательной опорой с носовым колесом 23, смонтированным в переднем цельноповоротном киле 11 непосредственного управления боковой силой.

Управление МККП обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага винтов носовых 6 и межкилевых 18 и отклонением рулевых поверхностей 8, 11, 12 и 13, работающих в зоне активного обдува этих винтов. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 и ПГО 5, горизонтальная тяга - винтами 6 и 18, на режиме висения только винтами 6 и 18, на режиме перехода - крылом 2 и ПГО 5, а также винтами 6 и 18. Перед вертикальным взлетом, посадкой или висением закрылки 12 отклоняются на максимальные углы и поворотные кольцевые каналы 7 и 19 с соответствующими тянущими винтами 6 и 18 поворачиваются от горизонтального положения, отклоняясь синхронно вверх, устанавливаются вертикально (см. фиг.2). При переходе с самолетного режима полета на режим висения и если возникает момент тангажа (М_z), то он парируется отклонением серворулей высоты 8 ПГО 5, работающих в зоне активного обдува винтов 6 и создающих парирующую силу. После установки четырех поворотных кольцевых каналов 7 и 19 в вертикальное положение вдоль линий вертикальной тяги их винтов 6 и 18 осуществляется возможность вертолетных режимов полета. С приближением к поверхности земли или палубы корабля и полете вблизи них трехлопастные винты 6 и 18 образуют под МККП область уплотненного воздуха, создающего эффект воздушной подушки. Поворотные кольцевые каналы 7 и 19 устанавливаются от горизонтального положения на угол 90° и 35° соответственно при вертикальном взлете (посадке) и взлете с коротким разбегом (посадке с коротким пробегом). Для соответствующей посадки на поверхность земли (палубы корабля) используются колеса 22 и 23 убирающегося шасси.

При вертикальном взлете, посадке и висении продольное управление осуществляется путем изменения шага пары носовых 6 и пары межкилевых 18 винтов, поперечное управление - изменением шага левой и правой пары групп винтов носовых 6 и межкилевых 18, путевое управление - изменением крутящих моментов диагонально расположенных винтов носовых 6 и межкилевых 18. При этом винты, имеющие одинаковое направление вращения, носовой 6 правый с левым межкилевым 18 винтом и носовой 6 левый с правым межкилевым 18 винтом, выполнены с возможностью синхронного изменения углов установки их лопастей. Причем, увеличиваясь на двух первых и одновременно уменьшаясь на двух других винтах, при соответствующем создании изменения крутящих моментов этих групп винтов, тем самым, обеспечивается путевое управление. Полный момент рыскания образуется без изменения тангажа, крена и вертикальной тяги.

После вертикального взлета и набора высоты для перехода на самолетный режим полета четыре поворотных кольцевых канала 7 и 19 синхронно устанавливаются в горизонтальное положение. После чего производится горизонтальный крейсерский полет, при котором путевое управление обеспечивается рулем направления 11 (см. фиг.1). Продольное и поперечное управление может осуществляться отклонением соответственно рулевых поверхностей - серворулей высоты 8 и элеронов 13. При полетной конфигурации МККП на самолетных режимах полета тянущие пары винтов левой и правой групп винтов носовых 6 и межкилевых 18 имеют в каждой группе противоположное вращение для создания горизонтальной тяги, тем самым создается значительное повышение эффективности винтомоторной группы. При его полетной конфигурации как вертолета реактивные моменты от винтов, используемых как несущие винты, смонтированные попарно, компенсируются полностью также за счет того, что снабжены возможностью взаимно противоположного вращения между собой как носовые 6, так и межкилевые 18 винты.

Таким образом, МККП, выполненный по трехбалочной схеме с конвертируемой аэродинамической компоновкой продольного триплана с ПГО, хвостовым стабилизатором и тандемным расположением поворотных кольцевых каналов с носовыми и межкилевыми винтами, представляет собой вертолет-самолет с конвертируемой силовой установкой. При этом отсутствие в конструкции МККП автомата перекоса для управления циклическим шагом винтов, используемых как несущие винты вертолета, значительно упрощает и удешевляет его изготовление и эксплуатацию. Что также уменьшает объем регламентных работ и исключает вредные вибрации, создающие неблагоприятные условия для работы других механизмов. Причем, расположенные тандемом два носовых и два межкилевых винта, создающие горизонтальную тягу, значительно усиливают на самолетных режимах полета интенсивное обтекание ПГО и носовой части фюзеляжа, включая и наплывы крыла, обеспечивающие высокие несущие свойства при маневрировании на больших углах атаки без сваливания в штопор. В конечном итоге это позволяет также существенно улучшить штопорные характеристики и снизить на 20% потери аэродинамического качества на балансировку МККП, так как ПГО находится впереди крыла, работая совместно с ним, создает дополнительную подъемную силу и разгружает крыло. Такая аэродинамическая схема МККП и тандемное расположение поворотных тяжелонагруженных винтов с жестким креплением лопастей дает возможность как получить мощные управляющие моменты в режиме висения и при полете на малых скоростях, так и обеспечить получение статической подъемной силы, а также подъемной силы и тяги в переходном и крейсерском режимах. Данные винты кроме создания силы тяги и обеспечения управляемости на малых скоростях создают поток, обдувающий несущие поверхности МККП, чем обеспечивается до 20% подъемной силы во время переходного маневра. Для повышения максимальной скорости полета МККП до 900 км/ч и достижения высокого уровня топливной экономичности его комбинированная СУ, включающая два ГТД, оснащается двумя ТРДД, смонтированными в межкилевых поворотных кольцевых каналах (трехбалочная схема в полной мере этому способствует), что позволит достойно конкурировать таким МККП на СПГ с реактивными административными самолетами.

Широкое практическое применение высокоскоростных МККП вертикального взлета и посадки (ВВП) получили для гражданских нужд. Вероятными областями их использования могут являться: перевозка пассажиров и доставка экстренных грузов в качестве бизнес-авиации и регионального аэротакси местных воздушных линий (МВЛ). На сегодня, на первый взгляд, использовать для гражданских нужд такие коммерчески выгодные и высокоскоростные МККП в качестве вертолета-самолета наземного (безаэродромного) и городского (аэродромного) базирования с большой долей вероятности на положительный результат - возможно. Особенно важно то, что при аэродромном базировании околозвуковых МККП возможность также их короткого взлета и посадки (КВП) исключает необходимость в длинной взлетно-посадочной полосе (достаточно и 150-200 м), что в 15…20 раз меньше, чем для реактивных самолетов. При этом посадочная скорость таких МККП КВП в 2,0…2,5 раза меньше, чем у реактивных самолетов, что повышает их безопасность и весьма упрощает конструкцию механизации крыла. Поэтому для их городского базирования достаточно и существующих вертолетных площадок, а в пригороде - небольших аэродромов. Важнейшим аргументом широкого использования МККП является также и их экологичность (при сгорании СПГ выделяется окислов азота в 1,2-2,2 раза, углеводородов в 2-3 раза, окиси углерода в 10 раз меньше, чем при сгорании авиакеросина). Кроме того, по сравнению с авиакеросином удельный расход топлива снижается примерно на 15%, а экономичность существенно возрастает, поскольку стоимость СПГ в несколько раз ниже, чем авиакеросина. Таким образом, экологические и, особенно, экономические предпосылки в реализации задачи освоения коммерчески выгодных МККП для бизнес-авиации и регионального аэротакси МВЛ имеются и, достаточно, весомые. Причем, наиболее актуальным в современных условиях для этих целей является первоочередное освоение конвертируемых легких МККП на СПГ городского и аэродромного базирования, использующие технологии ВВП и КВП для перевозки 9-12 и 12-17 человек с крейсерской скоростью 825 км/ч и дальностью полета до 2885 и 6600 км соответственно.

Дополнительными задачами по использованию таких МККП могут быть и экологический мониторинг, и патрулирование нефте- и газопроводов, особенно проложенных по морскому дну, а также проведение поисково-разведывательных операций, пограничное, таможенное и милицейское патрулирование и наблюдение за важными объектами в системе охраны экономической зоны также не исключены. Корабельное базирование МККП позволяет широко применять их для навигационной проводки судов, для наблюдения в системе рыбоохраны и патрулировании территориальных вод. При корабельном их базировании спасение с морских судов, эвакуация населения при стихийных бедствиях в прибрежных регионах становится также реально выполнимым.

Литература

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

2. Патент RU 2264951 (Дуров Д.С. Гидроконвертоэкраноплан) 24.02.2004 г.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многоцелевых конвертопланов. Конвертоплан выполнен в виде моноплана трехбалочной схемы, содержит низкорасположенное крыло, разнесенные балки, соединяющие крыло с киль-шайбами, связанные с вертикальным оперением и стабилизатором, силовую установку, трансмиссию с редукторами и соединительными валами и шасси. Конвертоплан выполнен с возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета, выполненного по продольной схеме триплан, с двумя носовыми и двумя межкилевыми винтами в поворотных кольцевых каналах, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно. Вертикальное оперение представляет собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненный Н-образным, снабженный стабилизатором, смонтированный в хвостовом обтекателе кормового пилона. Н-образная в плане трансмиссия содержит Т-образные передний и задний промежуточные редукторы и связаны с редукторами носовых и межкилевых винтов. Г-образные в продольной плоскости системы валов с угловыми редукторами обеспечивают их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне. Комбинированная силовая установка, имеющая криогенные топливные баки, снабжена по бокам конвертоплана двумя подъемно-маршевыми газотурбинными двигателями и двумя подъемно-разгонными турбореактивными двухконтурными двигателями. Достигается увеличение весовой отдачи, повышение эксплуатационных характеристик. 2 ил.

Многоцелевой криогенный конвертоплан, выполненный в виде моноплана трехбалочной схемы, содержащий низкорасположенное трапециевидное крыло, разнесенные балки, соединяющие крыло с киль-шайбами, связанные с вертикальным оперением и стабилизатором, силовую установку, включающую двигатели, установленные в передних окончаниях разнесенных балок, трансмиссию с редукторами и соединительными валами, обеспечивающую равномерное распределение их мощности между консольными и межбалочными винтами в поворотных кольцевых каналах, создающими горизонтальную тягу и соответствующим отклонением вертикальную или наклонную тягу, трехстоечное колесное шасси, убирающееся, с передней носовой и главными боковыми опорами, отличающийся тем, что он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета трехбалочной компоновки, выполненной по продольной схеме триплана, с расположенными тандемом на консолях переднего горизонтального оперения и хвостового стабилизатора соответственно двух носовых и двух межкилевых винтов в поворотных кольцевых каналах, преобразующих цельноповоротными соответствующие эти консоли, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно, при этом переднее горизонтальное оперение с винтами в поворотных кольцевых каналах, оснащенных на их выходе серворулями высоты, выполненное в виде управляемого дестабилизатора, установленного в носовом обтекателе фюзеляжа, к нижней части которого под дестабилизатором смонтирован цельноповоротный передний киль непосредственного управления боковой силой, оснащенный соосно вертикальной оси его поворота в носке килевой поверхности амортизационной стойкой с передним колесом шасси, а вертикальное оперение, представляющее собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненного Н-образным, снабженным стабилизатором, смонтированным в хвостовом обтекателе кормового пилона, Н-образная в плане трансмиссия, включающая наряду с Т-образными передним и задним промежуточными редукторами, расположенными соответственно в носовом и хвостовом обтекателях и связанными поперечными валами, проходящими соответственно в плоскостях переднего горизонтального оперения и стабилизатора с редукторами носовых и межкилевых винтов, оснащена Г-образными в продольной плоскости системами валов с угловыми редукторами, обеспечивающими их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне и продольным валом, связывающими соответственно передний и задний промежуточные редукторы с главным редуктором, приводимым силовой установкой и объединяющим эти системы таким образом, что винты в поворотных кольцевых каналах, расположенные по диагонали, снабжены возможностью одинакового направления их вращения и противоположного - между их диагональными группами, при этом межкилевые винты, размещенные сзади, имеют при висении расположение плоскости вращения их лопастей выше плоскости вращения лопастей носовых винтов, комбинированная силовая установка, имеющая криогенные топливные баки в разнесенных балках, киль-шайбах и в кормовом пилоне, снабжена по бокам последнего двумя подъемно-маршевыми газотурбинными двигателями и двумя подъемно-разгонными турбореактивными двухконтурными двигателями, смонтированными в межкилевых поворотных кольцевых каналах, рассчитанными на работу при различных углах их отклонения, выполненными соответственно с задним и передним выводом вала для отбора взлетной их мощности, при этом половина располагаемой мощности от турбореактивных двухконтурных двигателей передается на вертолетных режимах полета на редукторы межкилевых винтов, и тем самым наряду с реактивной их вертикальной тягой обеспечивается увеличение вертикальной подъемной тяги этих винтов.