СКОРОСТНОЙ СИНХРОКОПТЕР-АМФИБИЯ Российский патент 2018 года по МПК B64C35/00 B64C27/08 

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания скоростных синхрокоптеров-амфибий, имеющих перекрещивающиеся чашеобразные несущие винты с движительно-рулевой системой в схеме Х2+2, включающей как над обтекателем фюзеляжа два двухлопастных продольных несущих винта, смонтированных на вертикальных валах в обтекателях, передний из которых наклонен вперед по оси симметрии, так и на консолях крыла два винта в кольцевых каналах, создающих управляющие моменты или маршевую тягу при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета.

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

Признаки, совпадающие - наличие высокорасположенного крыла, двухкилевого оперения и двух турбовальных двигателей Turbomeca RTM322 мощностью по 2720 л.с., более сложного редуктора и трансмиссии валов с общей длиной 10,82 м, передающих мощность несущему и передним тянущим винтам. Несущий винт, имеющий автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивают тянущие винты, которые также предотвращают вращение вертолета на режиме висения при компенсации реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Вращение несущего и передних двух винтов - синхронизирующее. Скоростной гибридный вертолет "Eurocopter Х3", выполненный на платформе вертолета модели ЕС155 и рядом узлов от ЕС175, оснащен крылом S=12 м², которое, имея большое отрицательное поперечное V, делает вклад 31% в аэродинамическую подъемную силу при скорости 220 узлов, что позволяет летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты, достичь скорости до 435 км/ч, дальности полета до 1248 км и иметь практический потолок 7600 м при перевозке 16 человек с топливной эффективностью 80,67 г/пасс⋅км (с учетом резерва топлива для выполнения получасового полета). Удельная нагрузка на мощность силовой установки, позволяющая при использовании 70% ее мощности и ρ_N=2,1 иметь целевую нагрузку 1600 кг при взлетном весе 8 тонн, что на 30% больше, чем у вертолета ЕС155.

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

Известен скоростной вертолет модели "AVX" проекта JMR/FVL компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и валы трансмиссии на несущие винты и на тяговые винты в кольцевых каналах, смонтированных на втором крыле высокорасположенной схемы «тандем», и убирающееся колесное шасси с носовой вспомогательной опорой.

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

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

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является беспилотный вертолет модели "К-МАХ" компании «Каman Aerospace» (США), имеющий двухвинтовую поперечную схему с близко расположенными перекрещивающимися винтами и силовую установку (СУ) с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и удлиненные валы на несущие винты, смонтированные на пилонах фюзеляжа, вертикальное оперение со стабилизатором и неубирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие: вертолет, имеющий два несущих винта, вращающихся в противоположных направлениях и расположенных со значительным перекрытием (92%) и наклоном осей вращения от вертикали. Наклон осей вращения двухлопастных винтов от плоскости симметрии наружу на угол β=15° и синхронизация их вращения обеспечивает безопасное прохождение (на высоте ≈352 мм) лопастей одного несущего винта над втулкой другого. Втулки несущих винтов имеют упрощенную конструкцию с общим горизонтальным шарниром. Турбовальный двигатель Lycoming T53-L-17A мощностью 1350 л.с. установлен сверху фюзеляжа, между несущими винтами за главным редуктором трансмиссии, который обеспечивает привод обоих перекрещивающихся несущих винтов. Беспилотный вертолет модели "К-МАХ", имеющий диаметр несущих винтов 14,73 м, длину фюзеляжа 12,73 м, высоту 4,14 м, взлетный вес 5443 кг при весе пустого 2334 кг, максимальную/крейсерскую скорость полета 193/185 км/ч, практический потолок 7010 м и дальность полета 494 км, может использоваться в специальной авиации как «летающий кран» для транспортировки грузов (массой до 2404 кг при массе топлива 705 кг) на внешней подвеске.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что управление по тангажу и крену вертолета с перекрещивающимися несущими винтами обеспечивается путем изменения циклического шага лопастей, что создает неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования и, особенно, когда лопасти несущих винтов наклоняются в точках перекрещивания вперед или назад, влево или вправо одновременно. Путевое управление осуществляется путем изменения дифференциального общего их шага. Вторая - это то, что для повышения безопасности обслуживающего персонала на земле при вращении отклоненных винтов по обе стороны от вертолета с перекрещивающимися несущими винтами, смонтированными на удлиненных валах в обтекателях, имеет место большая высота двух их пилонов, что увеличивает как аэродинамическое профильное сопротивление, так и массу планера и, как следствие, предопределяет значительное уменьшение скорости полета и малую весовую отдачу. Третья - это то, что хвостовое оперение не имеет поверхностей управления по тангажу, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения несущих винтов с автоматами их перекосов, что ограничивает стабильность поперечно-продольной управляемости. Четвертая - это то, что в вертолете двухвинтовой поперечной схемы из-за перекрещивания плоскостей вращения несущих винтов, а значит сложения подъемных сил в месте их перекрещивания, возникает момент кабрирования, то есть подъема носовой части, а его однодвигательная СУ уменьшает и безопасность. Кроме того, перекрещивающиеся несущие винты, смонтированные на длинных валах, наклоненных на углы β=15° от плоскости симметрии в каждую сторону и на угол α=5° вперед по полету, что не полностью компенсирует реактивные моменты несущих винтов в этой схеме на главном редукторе вертолета. Поэтому незначительные моменты по тангажу и курсу компенсируются рулями высоты и системой управления. Все это также ограничивает возможность дальнейшего увеличения скорости и дальности полета, но и показателей топливной эффективности, а также осложняет из-за наклона лопастей перекрещивающихся винтов и отсутствии поплавков возможность морского его базирования.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном беспилотном вертолете модели "К-МАХ" уменьшения высоты вертолета и потребной мощности на управление по крену и курсу при висении, исключения наклона вниз лопастей винтов и их законцовок и повышения безопасности обслуживания, увеличения полезной нагрузки и весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, но и поперечной остойчивости при морском базировании на поверхности воды, а также показателей транспортной и топливной эффективности и выполнения КВП.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного беспилотного вертолета модели "К-МАХ", наиболее близкого к нему, является наличие того, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в продольной концепции с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами (ПЧНВ) по схеме ПЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем фюзеляжа передний и задний двухлопастные несущие винты, смонтированные на выходных валах главного редуктора в профилированных обтекателях, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол α_п=5° вперед по полету, размещен вертикально по оси симметрии и выполнен соответственно с V-образностью, образующей конус винта основной зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в консольных кольцевых каналах (ККК) с управляемым вектором тяги, размещенных на высокорасположенном крыле и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненой формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ее ниши, причем высокорасположенное крыло изменяемого размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам ККК и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов, при этом внутренние секции высокорасположенного крыла, включающие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами крестообразного в плане главного редуктора, имеющего по оси симметрии вынесенные вперед и назад от центра масс угловые при виде сбоку редукторы с выходными валами соответствующих несущих винтов и приводимого посредством синхронизирующих валов угловых в плане редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от оси симметрии в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, причем для обеспечения управляемости по курсу при скоростном горизонтальном полете Т-образное оперение, имеющее стабилизатор с рулями высоты, снабжено на конце удобообтекаемой низко расположенной хвостовой части фюзеляжа-лодки подфюзеляжным цельноповоротным герметизированным килем с триммером, используемым как основным рулем направления при плавании на поверхности воды, при этом каждый из чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и, тем самым, при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание продольного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности передней и задней удобообтекаемой втулки винта, выполненной в виде соответствующего усеченного конуса с обратной V-образностью, образующей конус основной зоны соответствующего несущего винта, имеющего угол конуса α_к=180°-2β_л, град, (где α_к - угол, образующий конусную поверхность несущего винта; β_л=6° - угол между основной зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), причем в двухвинтовой ДРС каждый ККК с флюгерно-реверсивным винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного дифференциального отклонения развитых рулевых поверхностей ККК, изменяющих поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК, причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 92% и 8% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, по 42,5% мощности из которых перераспределяется через выходные валы главного редуктора на систему поперечных валов редукторов тяговых винтов двух ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.

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

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

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить скоростной синхрокоптер-амфибию (ССКА), который выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с двухвинтовой ДРС в продольной концепции с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами по схеме ПЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем фюзеляжа передний и задний двухлопастные несущие винты, смонтированные на выходных валах главного редуктора в профилированных обтекателях, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол α_п=5° вперед по полету и размещен вертикально по оси симметрии, и выполненные соответственно с V-образностью, образующей конус винта основной зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в боковых ККК с управляемым вектором тяги, размещенных на высокорасположенном крыле и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении ВВП и КВП или скоростного горизонтального полета. Нижняя часть фюзеляжа для повышения мореходности (до 4 баллов) и обеспечения плавучести выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненой формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ее ниши.

Высокорасположенное крыло изменяемого размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам ККК и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, повышая путевую стабилизацию при выполнении ВВП и зависания, и уменьшающими при этом потери в вертикальной тяге несущих винтов. Внутренние секции высокорасположенного крыла, включающие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами крестообразного в плане главного редуктора, имеющего по оси симметрии вынесенные вперед и назад от центра масс угловые при виде сбоку редукторы с выходными валами соответствующих несущих винтов и приводимого посредством синхронизирующих валов угловых в плане редукторов левого и правого ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от оси симметрии в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором. Причем для обеспечения управляемости по курсу при скоростном горизонтальном полете Т-образное оперение, имеющее стабилизатор с рулями высоты, снабжено на конце удобообтекаемой низко расположенной хвостовой части фюзеляжа-лодки подфюзеляжным цельноповоротным герметизированным килем с триммером, используемым как основным рулем направления при плавании на поверхности воды, при этом каждый из чашеобразного несущего винта, имеющего как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и тем самым при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание продольного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности передней и задней удобообтекаемой втулки винта, выполненной в виде соответствующего усеченного конуса с обратной V-образностью, образующей конус основной зоны соответствующего несущего винта, имеющего угол конуса α_к=180°-2β_л, град (где α_к - угол, образующий конусную поверхность несущего винта; β_л=6° - угол между основной зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения). При этом в двухвинтовой ДРС каждый ККК с флюгерно-реверсивным винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими несущими винтами, но и возможность создания интенсивной обдувки после предварительного дифференциального отклонения развитых рулевых поверхностей ККК, изменяющих поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания, установленных на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеющих отогнутые их концы к центру соответствующего ККК. Причем при выполнении ВВП и зависания плавное перераспределение мощности от двух ГТД обеспечивается главным и консольными редукторами на несущие винты и ДРС с тяговыми винтами в двух ККК соответственно 92% и 8% от располагаемой взлетной их мощности, тяговые винты в двух ККК, создающие маршевую тягу для горизонтального скоростного полета, выполнены с большой круткой их саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так или большей скорости соответственно после как короткого взлета, так или вертикального взлета в полетной конфигурации винтокрыла или крылатого автожира в перегрузочном его варианте на 15% и 5% больше от нормального взлетного веса или с нормальным взлетным весом при вращающихся несущих винтах соответственно на режимах с нагруженными несущими винтами и/или близком к их самовращению при создании ими пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой двух канальных винтов, обеспечиваемой работающими ГТД, выдающими 77% и 67% или 62% от взлетной их мощности СУ, по 42,5% мощности из которых перераспределяется через выходные валы главного редуктора на систему поперечных валов редукторов тяговых винтов двух ККК, а остальные из 77% и 67% или 62% мощности перераспределяются через главный редуктор соответственно поровну на несущие винты, но и обратно.

При авторотации или на режимах, близких к самовращению двух несущих винтов, срыв потока на их лопастях с жестким их креплением отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит из-за аэродинамической симметрии относительно центра масс исключить потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих их лопастей на режиме горизонтального скоростного полета и, как следствие, достичь скорости полета 460 или 445 км/ч соответственно. Все это позволит повысить скорость и дальность полета многоцелевого ССКА исполнения с системой ПЧНВ-Х2+2, являющейся наиболее эффективной схемой перспективного плавающего винтокрылого аппарата при выполнении операций с вертикальным подъемом грузов, так как она с чашеобразными несущими винтами, имеющими лопасти с оживальными законцовками отогнутыми вниз и назад, обеспечивает улучшение характеристик на режиме висения и уменьшение массы конструкции, уровня шума, вибраций, затрат на техническое обслуживание. Кроме того, это позволит увеличить полезную нагрузку и весовую отдачу, но и повысить безопасность и топливную эффективность при скоростном горизонтальном его полете.

Предлагаемое изобретение ССКА с несущими винтами и двухвинтовой ДРС с винтами в ККК на крыле иллюстрируется общими видами, представленными на фиг. 1.

На фиг. 1 изображен многоцелевой ССКА исполнения ПЧНВ-Х2+2 на общих видах сбоку и сверху соответственно а) и б) в компоновке с крылом, разгружающим передний и задний чашеобразные несущие винты, обеспечивающие с канальными винтами двухвинтовой ДРС в ККК возможные варианты его использовании:

а) в полетной конфигурации плавающего вертолета продольной схемы с двухвинтовой ДРС в системе ПЧНВ-Х2+2, включающей передний и задний несущие винты, последний из которых при виде сбоку представляет собой чашеобразный несущий винт с основными соответствующими его зонами лопастей, отклоненными вверх;

б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей крыло совместно с чашеобразными несущими винтами, авторотирующими или вращающимися на режиме, близком к их самовращению, и канальные винты ДРС высокорасположенного крыла, представленного с условным изображением его левой внешней секции с поплавком, отклоненным вниз.

Многоцелевой ССКА, представленный на фиг. 1, выполнен по двухвинтовой продольной несущей схеме с двухвинтовой ДРС в системе ПЧНВ-Х2+2, содержит фюзеляж-лодку 1 и высокорасположенное крыло 2 с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, включающее внутренние секции 3 крыла 2 с ККК 4, имеющими на выходе развитые рулевые поверхности 5 и по внешним их бортам отклоняемые вниз внешние секции 6 крыла 2, снабженные флапперонами 7 и на их законцовках поплавками 8 (см. фиг. 1а). На конце низко расположенной хвостовой балки 9 смонтировано Т-образное оперение, имеющее вертикальный киль 10 с высокорасположенным стабилизатором 11 и рулями высоты 12, снабжено подфюзеляжным цельноповоротным килем 13 с триммером 14, используемым как основной руль направления при плавании на поверхности воды. Каждый боковой ККК 4 имеет внутри на профилированных ребрах жесткости консольный редуктор (на фиг. 1 не показаны) с флюгерно-реверсивным тяговым винтом левым 15 и правым 16 (см. фиг. 1б). Несущая двухвинтовая продольная схема, размещенная на выпуклом обтекателе 17 фюзеляжа-лодки 1 и вертикальных валах 18 в обтекателях 19, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол α_п=5° вперед по полету и размещен вертикально по оси симметрии с соответствующими чашеобразными несущими винтами 20-21. Каждый чашеобразный двухлопастной винт 20-21, основные зоны лопастей которых смонтированы перпендикулярно к конусной боковой поверхности соответствующих чашеобразных втулок 22 под углом (β_л - это угол между основной зоной каждой лопасти несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения) равным β_л=6°. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от двухлопастных несущих винтов на режиме висения концы лопастей несущих винтов 20-21 имеют шумопонижающие оживальные законцовки 23, отогнутые вниз на угол β₁=6° и противоположную сторону вращения винтов (см. фиг. 1б).

Во время аварийной посадки на режиме авторотации двух несущих винтов 20-21 для разгрузки крыла 2 флаппероны 5 и 7 автоматически отклоняются на углы 20 и 40° соответственно, а при выполнении технологии КВП для уменьшения потерь в вертикальной их тяге - на углы 47 и 75°. Главный крестообразный в плане редуктор в обтекателе 17 размещен по оси симметрии фюзеляжа 1 с выходными валами 18, обеспечивающими при этом безопасное прохождение одного несущего винта над втулкой другого в продольной группе несущих винтов (см. фиг. 1а), но и свободное вращение перекрещивающихся 20-21 несущих винтов, выполненных с жестким креплением лопастей и без изменения циклического их шага. Каждый ККК 4, увеличивающий несущую способность крыла 2, позволяет с последним снизить нагрузку на несущие винты 20-21, уменьшить на всех них угол атаки каждой отступающей лопасти, но и избежать срыва потока на них. На вертолетных режимах полета между несущими винтами, имеющими полную компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения в продольной группе несущих винтов 20-21 (см. фиг. 1б) два турбовальных ГТД расположены в удобообтекаемых отсеках 24 надфюзеляжного обтекателя 17 по обе стороны от оси симметрии. Мощность от ГТД, выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности, передается несущим 20-21 и тяговым левому 15 и правому 16 винтам в ККК 4 посредством соответственно главного редуктора и системы поперечных валов, связывающих соответствующие консольные редукторы винтов 15-16 (на фиг. 1 не показаны). Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет, посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии ВВП и КВП, так и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального полета. В случае отказа двух ГТД возможна посадка многоцелевого ССКА в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации несущих винтов 20-21. В четырехопорном убирающемся колесном шасси главные опоры с колесами 25 смонтированы в боковых задних отсеках фюзеляжа-лодки 1, вспомогательные опоры с колесами 26 - в передние ее отсеки.

Управление многоцелевым ССКА обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага несущих 20-21 винтов, но и отклонением рулевых поверхностей: как при скоростном горизонтальном полете - флапперонов 7, рулей направления 13 и высоты 12. При крейсерском полете подъемная сила создается крылом 2 с несущими 20-21 винтами, основная и вспомогательная маршевая тяга - соответственно тяговыми винтами 15-16 в ККК 4 и несущими винтами продольной 20-21 группы, на режиме висения только несущими 20-21 винтами, на режиме перехода - крылом 2 с несущими 20-21 винтами. При переходе к КВП флаппероны 5 и 7 крыла 2 отклоняются на максимальные их углы синхронно с обеспечением передачи взлетной мощности на несущие 20-21 и тяговые 15-16 винты. После создания необходимой подъемной тяги несущими 20-21 винтами обеспечиваются вертолетные режимы полета. При полетной конфигурации вертолета двухвинтовой схемы реактивные моменты несущих винтов компенсируются полностью за счет взаимно противоположного их вращения между несущими 20-21 винтами (см. фиг. 1б). При висении на вертолетных режимах полета продольное управление ССКА осуществляется дифференциальным изменением шага переднего 20 и заднего 21 винтов продольной их группы.

Путевое управление обеспечивается соответствующим дифференциальным изменением крутящих моментов продольно расположенных несущих 20-21 винтов. Поперечное управление обеспечивается после предварительного дифференциального отклонения рулевых поверхностей 5 двух ККК 4 и их последующего принудительного обдува тяговыми винтами 15-16. После вертикального взлета и набора высоты для перехода на крейсерский режим полета убираются шасси 25-26, флаппероны 5 и 7 крыла 2, и система управления двигателей с трансмиссией обеспечивает плавное перераспределение взлетной мощности СУ при переходе в режим горизонтального полета с несущих 20-21 винтов на тяговые винты 15-16 в ККК 4 (см. фиг. 1б). После чего производится горизонтальный крейсерский скоростной полет ССКА в полетной конфигурации двухвинтового крылатого автожира с ДРС, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 13, имеющими триммер 14. Продольное и поперечное управление ССКА при горизонтальном скоростном его полете осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением рулей высоты 12 и флапперонов 7 крыла 2. При скоростном полете происходит исключение от продольного и поперечного управления ССКА несущих 20-21 винтов и, особенно, продольно-поперечного его управления не изменит аэродинамической симметрии несущей системы, что позволит отодвинуть срыв потока на отступающих лопастях несущих винтов 20-21 на более высокие скорости полета и достичь скорости горизонтального полета до 445-460 км/ч. На крейсерских режимах скоростного полета при создании маршевой тяги боковыми тянущими винтами 15-16 в двух ККК 4 и пропульсивной тяги его несущими 20-21 винтами соответственно ДРС и продольной их группой несущих винтов имеют взаимно противоположное их вращения в ДРС и несущей группе 20-21 винтов и тем самым соответственно увеличивают КПД как тяговых винтов, исключая гироскопический эффект, так и несущих винтов, обеспечивающих более плавное обтекание высокорасположенного крыла и Т-образного оперения, что весьма повышает эффективность двухвинтовой ДРС и двухвинтовой продольной несущей группы чашеобразных двухлопастных винтов.

Таким образом, многоцелевой ССКА с двухвинтовой ДРС в системе ПЧНВ-Х2+2, включающей продольную схему с двумя чашеобразными двухлопастными несущими винтами, размещенными на переднем и заднем выходных валах главного редуктора, но и ДРС с тянущими винтами в боковых ККК, размещенных на внутренних секциях высокорасположенного крыла, делающего вклад 40% в аэродинамическую подъемную силу при скорости его горизонтального полета не менее 407 км/ч, что позволит летать на 50% быстрее и выше, чем современные классические вертолеты.

Выбор такой аэродинамической схемы не случаен, т.к. подобная компоновка, имея фюзеляж-лодку с низко расположенной хвостовой балкой и высокорасположенное крыло изменяемого размаха с поплавками, смонтированными на отклоняемых вниз внешних секциях крыла, повышает продольно-поперечную остойчивость на поверхности воды, но и, обладая аэродинамической симметрией, исключает потерю подъемной силы из-за срыва потока с отступающих лопастей несущих винтов на режиме горизонтального полета, компенсируя оную их противовращением в продольной группе перекрещивающихся несущих винтов. Поэтому только на базе имеющихся конструкций одновинтовых вертолетов с рулевым винтом целесообразно, сокращая сроки их освоения, проводить дальнейшие исследования по созданию широкого их семейства, включая и палубного базирования легкого ССКА-1,4 (см. табл. 1).

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям амфибийных летательных аппаратов. Скоростной синхрокоптер-амфибия (ССКА) имеет двухвинтовую схему с близко расположенными перекрещивающимися винтами и силовую установку с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и валы на несущие винты, смонтированные на пилонах фюзеляжа, вертикальное оперение со стабилизатором и неубирающееся колесное шасси. ССКА выполнен с движительно-рулевой системой в продольной схеме с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами. Двухлопастные несущие винты смонтированы на выходных валах главного редуктора в профилированных обтекателях. Передний несущий винт наклонен на угол α_п=5° вперед по полету. Два тяговых винта в консольных кольцевых каналах (ККК), размещенных на внутренних секциях высокорасположенного крыла, создают управляющие моменты и маршевую тягу. Высокорасположенное крыло выполнено с отрицательным углом поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам ККК и оснащенными по всему их размаху флапперонами и поплавками. Обеспечиваются снижение потребной мощности на управление по крену и курсу при висении, исключение наклона вниз лопастей винтов и их законцовок. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Скоростной синхрокоптер-амфибия, имеющий два несущих винта и силовую установку (СУ) с двигателем, передающим крутящий момент через главный редуктор и удлиненные валы на несущие винты, смонтированные на пилонах фюзеляжа, вертикальное оперение со стабилизатором и неубирающееся колесное шасси, отличающийся тем, что он выполнен по технологии многорежимного аэродинамического управления с движительно-рулевой системой (ДРС) в продольной концепции с перекрещивающимися чашеобразными несущими винтами (ПЧНВ) по схеме ПЧНВ-Х2+2, включающей над выпуклым профилированным обтекателем фюзеляжа передний и задний двухлопастные несущие винты, смонтированные на выходных валах главного редуктора в профилированных обтекателях, передний и задний из которых соответственно наклонен на угол α_п=5° вперед по полету, размещен вертикально по оси симметрии, и выполненные соответственно с V-образностью, образующей конус винта основной зоны соответствующих лопастей, и два тяговых винта в консольных кольцевых каналах (ККК) с управляемым вектором тяги, размещенных на высокорасположенном крыле и создающих наклонную и/или маршевую тягу соответственно при выполнении вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП) или скоростного горизонтального полета, при этом нижняя часть фюзеляжа выполнена в виде герметизированной лодки, имеющей днище килеватой формы и основной силовой элемент в виде коробчатой балки с внешним ее контуром в виде граненой формы при виде спереди, изготовленной из композиционных материалов и снабженной центральным основным топливным баком и грузовым отсеком для основных узлов и агрегатов четырехопорного колесного шасси, две одноколесные опоры из которых убираются в передние ниши лодки, а две основные двухколесные стойки - в задние ее ниши, причем высокорасположенное крыло изменяемого размаха, выполненное с отрицательным углом ψ=-5° поперечного V, снабжено внешними отклоняемыми вниз герметизированными секциями, смонтированными по внешним бортам ККК и оснащенными по всему их размаху флапперонами и на законцовках удобообтекаемыми поплавками, повышающими поперечную остойчивость при их отклонении к водной поверхности, придающими заднему крылу как бы П-образную конфигурацию при виде спереди, при этом внутренние секции высокорасположенного крыла, включающие до редукторов тяговых винтов в носке крыла левый и правый поперечные валы, связанные с соответствующими выходными валами крестообразного в плане главного редуктора, имеющего по оси симметрии вынесенные вперед и назад от центра масс угловые при виде сбоку редукторы с выходными валами соответствующих несущих винтов и приводимого посредством синхронизирующих валов угловых в плане редукторов левого и правого газотурбинных двигателей (ГТД), выполненных с передним выводом вала для отбора через муфты сцепления взлетной их мощности и смонтированных по обе стороны от оси симметрии в совместном профилированном обтекателе с главным редуктором, причем для обеспечения управляемости по курсу при скоростном горизонтальном полете Т-образное оперение, имеющее стабилизатор с рулями высоты, снабжено на конце удобообтекаемой низко расположенной хвостовой части фюзеляжа-лодки подфюзеляжным цельноповоротным герметизированным килем с триммером, используемым как основной руль направления при плавании на поверхности воды, при этом каждый из чашеобразного несущего винта, имеющий как возможность свободного его вращения и безопасного прохождения лопастей одного несущего винта над втулкой другого так, чтобы наступающие его лопасти проходили над фюзеляжем от кормовой его части к носовой и тем самым при выполнении режима ВВП и зависания создавали и исключение условий схлестывания лопастей, и гармоничное сочетание продольного и путевого управления, так и жесткое крепление лопастей и без изменения циклического его шага, но и возможность изменения общего его шага и автоматической установки его лопастей в положение их авторотации для осуществления аварийного режима посадки, выполнен с саблевидными лопастями, закрепленными перпендикулярно к конусной боковой поверхности передней и задней удобообтекаемой втулки винта, выполненной в виде соответствующего усеченного конуса с обратной V-образностью, образующей конус основной зоны соответствующего несущего винта, имеющего угол конуса α_к=180°-2β_л, град (где α_к - угол, образующий конусную поверхность несущего винта; β_л=6° - угол между основной зоной каждой лопасти соответствующего несущего винта и линией, размещенной перпендикулярно вертикальной оси его вращения), причем в двухвинтовой ДРС каждый ККК с флюгерно-реверсивным винтом, имеющим как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего его шага и установки его лопастей во флюгерное положение после его остановки и фиксации, выполнен с большой круткой его саблевидных лопастей, как у вентилятора, и возможностью обеспечения как первой меньшей и второй средней, так и большей скорости полета, при этом рулевые поверхности ККК установлены на выходе снизу и сверху на величину половины радиуса тяговых винтов от центра ККК и имеют отогнутые их концы к центру соответствующего ККК.

2. Скоростной синхрокоптер-амфибия по п. 1, отличающийся тем, что каждая упомянутая лопасть несущего винта с саблевидной формой в плане выполнена в направлении вперед на участке от 5/12 до 5/6 полного ее радиуса с соответствующим смещением, уравновешивающим определенное смещение назад заостренной по направлению к концу оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44°, при этом каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки, имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, имеющей плавно отклоненную ее законцовку вниз на угол β₁=6°, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха лопасти как бы усеченную ее клиновидность при виде сбоку с оживальной законцовкой, отогнутой вниз по линии отгиба от точки сопряжения задней кромки на участке ее изгиба в плане назад против ее вращения.

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