Конвертоплан Российский патент 2025 года по МПК B64C37/00 B64C27/28 

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к летательным аппаратам типа конвертоплан.

Использование авиационной техники является одной из важнейших систем транспортной отрасли страны. В состав авиационной техники входят преимущественно самолеты и вертолеты, а также небольшое количество оригинальных конструкций (автожиры, экранолеты и др.).

Для перемещения основной массы грузов и пассажиров преимущественно используют пассажирские и транспортные самолеты, которые при высоких летных характеристиках (скорость полета 750-900 км/ч, дальность полета 10-12 тысяч километров) требуют для взлетов и посадок наличия дорогостоящих сложных в обслуживании аэродромов больших размеров с протяженными рулежными и взлетно-посадочными полосами, которые могут располагаться только в местности со специфическими характеристиками, что делает экономически нецелесообразным, а порой невозможным непосредственное использование этих аппаратов в специфических ситуациях, например, в горных регионах, природных катаклизмах (наводнения, землетрясения), техногенных авариях и иных зонах чрезвычайных ситуаций.

В подобных случаях широко применяют вертолеты, не требующие специально оборудованных обустройств для взлета и посадки с широким спектром грузоподъемности. Однако эти летательные аппараты имеют ряд существенных недостатков: низкая скорость транспортировки (180-250 км/ч) и небольшая дальность полета (менее 1000 км), сложность конструкции и высокие энергозатраты, что в определенной мере ограничивает область применения этих аппаратов.

С точки зрения технических и эксплуатационных характеристик промежуточное положение занимают конвертопланы, которые могут в процессе полета изменять положение двигателей в пространстве таким образом, что при вращении винтов в горизонтальной плоскости аппарат способен как вертолет совершать вертикальный взлет и посадку с небольшой площадки и лететь со скоростью до 185 км/ч, а при вращении винтов в вертикальной плоскости при наличии крыльев лететь как самолет со скоростью более 450 км/ч при дальности полета более 1500 км. Конвертопланы могут найти широкое применение в народном хозяйстве для развития внутри региональных и межрегиональных транспортных систем особенно в труднодоступных районах, санитарной авиации, вахтовых и миграционных перемещениях населения, ликвидации последствий чрезвычайных ситуаций, логистики и транспортировки, наблюдения, картографии и аэрофотосъемки и т.д.

Известен многоцелевой многовинтовой вертолет-самолет, представляющий собой высокорасположенный моноплан, содержащий двухкилевое оперение, фюзеляж, двигатель силовой установки, передающий мощность через соединительные и синхронизирующий валы, расположенные по оси симметрии, на тянущий и толкающий поворотные винты, обеспечивающие горизонтальную и их отклонением от горизонтального положения соответственно вверх и вниз вертикальную тягу, трехопорное убирающееся колесное шасси, с носовой вспомогательной и главными боковыми опорами, отличающийся тем, что он выполнен по концепции тандемного, расположения поворотных винтов на крыле и в виде конвертоплана модульной конструкции, имеющего на крыле по меньшей мере две мотогондолы, каждая из которых имеет переднюю и заднюю продолговатые, вынесенные за соответствующие кромки крыла надкрыльевые ее части, в передних и задних окончаниях которых смонтированы соответствующие поворотные винты, позволяющие обеспечивать возможность преобразования полетной его конфигурации с четырехвинтового самолета, имеющего в мотогондолах две двухвинтовые тандемные движительные системы, включающие два передних и два задних винта, горизонтальные оси поворотных валов которых, расположенные на одном уровне, смонтированы выше плоскости средней линии крыла, в четырехвинтовой вертолет, имеющий две расположенные тандемом двухвинтовые поперечные несущие схемы, включающие два передних и два задних винта, размещенных с соответствующим их вертикальным положением вдоль линий вертикальной тяги соответственно перед и за крылом, смонтированным при максимально заднем расположении центра масс, и обратно, причем, компенсируя увеличение нагрузки на задние винты, обдуваемые передними винтами при переходных маневрах, и при висении, сохраняя равномерное распределение мощности силовой установки между передними и задним винтами одинакового диаметра и уменьшая нагрузку на задние винты, конструктивно в аэродинамической его компоновке центр масс между винтами размещен в плане со смещением на 1% к вертикальной оси передних винтов, трансмиссия, имеющая по два редуктора винтов, основному и промежуточному редукторам для каждого двигателя, представляющая собой Н-образную в плане конфигурацию и включающая наряду с продольными системами валов, расположенными вдоль продольной оси соответствующей мотогондолы и связывающими в каждой мотогондоле редукторы винтов с основным редуктором, приводимым через промежуточный редуктор отдельным двигателем, имеет поперечный синхронизирующий вал, расположенный в носке крыла, связывающий между собой двигатели через соответствующие Т-образные в плане промежуточные редукторы, обеспечивает привод всех винтов от одного двигателя в случае отказа другого или в крейсерском полете при избыточной мощности силовой установки (патент RU 2448869 С1, МПК В64С 29/00, заявлен 03.12.2010, опубликован 27.04.2012). Недостатками изобретения являются:

- конструктивная сложность и материалоемкость механической трансмиссии, состоящей из системы основных и промежуточных редукторов и осей;

- наличие системы основных и промежуточных редукторов и осей приводит к снижению коэффициента полезного действия силовой системы;

- Т-образная система синхронизации вращения валов повышает риски аварийной ситуации при выходе из строя хотя бы одного элемента трансмиссии.

Известен конвертоплан, содержащий фюзеляж с кабиной пилотов, а также стабилизатор, киль и крылья с рулевыми поверхностями, выполненные с возможностью поддержания курсовой устойчивости и управляемости в самолетном режиме и расположенные по стандартной самолетной схеме, колонку ротора, соединенную с фюзеляжем посредством шарнира, обеспечивающего возможность изменения угла поворота колонки в диапазоне 100°+-10° относительно горизонта, крылья для создания подъемной силы и поддержания курсовой устойчивости и управления в самолетном режиме, установленные вблизи центра тяжести фюзеляжа по обе его стороны, при этом колонка ротора соединена с фюзеляжем в центре его тяжести с возможностью установки в вертикальное положение при взлете и посадке и установки в самолетном режиме в горизонтальное положение над фюзеляжем, синхронно с крыльями, с размещением на ней ротора с лопастями перед носовой частью фюзеляжа, отличающийся тем, что лопасти ротора, установленного на конце колонки ротора, выполнены с реактивными двигателями привода их вращения, а конвертация выполняется ротором, управляемым автоматом перекоса и механизмом общего шага (патент RU 2705743 С1, МПК В64С 27/28, В64С 37/00, В64С 27/18, заявлен 08.11.2018, опубликован 11.11.2019). Недостатками изобретения являются:

- невозможность взлета и посадки аппарата в самолетном режиме полета в связи с отсутствием шасси;

- сложность подачи топлива от неподвижного бака с горючим к вращающимся реактивным двигателям на концах лопастей ротора;

- необходимость при работе в вертолетном режиме выноса ротора на большую высоту (несколько метров), чтобы лопасти ротора не пересекались с вертикальным положением крыльев;

- существенное смещение центра тяжести аппарата при переходе с вертолетного режима полета на самолетный.

Известен также летательный аппарат выполненный с возможностью вертикального взлета и посадки, включающий:

- первый двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6 с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f), выполненный с возможностью создания первой тяги (T1, Т2, Т3, Т4, Т5, Т6; Т1, Т2, Т7, Т8, Т3, Т4, Т5, Т9, Т10, Т6), направленной вдоль первой оси (Е, F, G, H, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J); и

- второй двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f), выполненный с возможностью создания второй тяги (T1, Т2, Т3, Т4, Т5, Т6; Т1, Т2, Т7, Т8, Т3, Т4, Т5, Т9, Т10, Т6), направленной вдоль второй оси (Е, F, G, H, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J);

при этом указанные первый и второй двигательные блоки (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) выполнены с возможностью эксплуатации независимым друг от друга образом так, чтобы создавать указанные первую и вторую тяги (T1, Т2, Т3, Т4, Т5, Т6; Т1, Т2, Т7, Т8, Т3, Т4, Т5, Т9, Т10, Т6) с возможностью независимой регулировки относительно друг друга;

при этом указанные первая ось и вторая ось (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, K, L, G, H, I, М, N, J) наклонены друг к другу относительно первого продольного направления (Y) указанного летательного аппарата при этом указанные первая ось и вторая ось (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, К, L, G, Н, I, М, N, J) соответственных указанных первой тяги и второй тяги (T1, Т2, Т3, Т4, Т5, Т6; Т1, Т2, Т7, Т8, Т3, Т4, Т5, Т9, Т10, Т6) неподвижны относительно указанного летательного аппарата

при этом указанный летательный аппарат дополнительно содержит носовую часть (3) и хвостовую часть (4), расположенные вдоль указанного первого продольного направления (Y) и противоположные друг другу;

при этом указанный первый двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) расположен между указанной носовой частью (3) и указанным вторым двигательным блоком (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) вдоль указанного первого продольного направления (Y);

при этом указанный второй двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j, 6f) расположен между указанным первым двигательным блоком (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) и указанной хвостовой частью (4) вдоль указанного первого продольного направления (Y);

при этом указанные первая ось и вторая ось (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J; Е, G, Н, J) наклонены друг к другу относительно указанного первого продольного направления (Y) указанного летательного аппарата под первым и вторым углом (α, γ) соответственно, которые отличаются друг от друга;

при этом указанный первый угол (α) ориентирован от указанной первой оси (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J) по направлению к указанной носовой части (3);

а указанный второй угол (γ) ориентирован от указанной первой оси (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J) по направлению к указанной носовой части (3);

при этом указанный летательный аппарат дополнительно содержит блок (17) управления, запрограммированный с возможностью выборочного расположения указанного летательного аппарата в:

- первом пространственном положении, занимаемом при использовании во время состояния взлета/посадки и/или висения и в котором указанный летательный аппарат выполнен с возможностью перемещения вдоль второго направления (V), которое при использовании расположено вертикально; при этом указанный вектор (Т) тяги параллелен указанному второму направлению (V) и направлен вверх в указанном первом пространственном положении;

и

- втором пространственном положении, занимаемом при использовании во время состояния полета вперед и в котором указанный летательный аппарат выполнен с возможностью перемещения вдоль третьего направления (О), поперечного указанному второму направлению (V);

при этом указанный вектор (Т) тяги имеет компонент, параллельный указанному третьему направлению (О) и направленный от указанной хвостовой части (4) к указанной носовой части (3), и компонент, параллельный указанному второму направлению (V) и направленный вверх в указанном втором пространственном положении;

при этом указанный летательный аппарат выполнен с возможностью перемещения между указанными первым и вторым пространственными положениями посредством наклона, параллельного третьей оси (X) тангажа;

при этом указанный блок (17) управления запрограммирован с возможностью выборочного расположения указанного летательного аппарата во множестве промежуточных пространственных положений между указанными первым и вторым пространственными положениями и когда указанная тяга (Т) имеет компонент, параллельный указанному второму направлению (V), и компонент, параллельный указанному третьему направлению (О);

отличающийся тем, что указанный летательный аппарат дополнительно содержит третий двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f), расположенный между указанными первым и вторым двигательными блоками (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) вдоль указанного первого продольного направления (Y);

при этом указанный третий двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) создает при использовании третью тягу (Т1, Т2, Т3, Т4, Т5, Т6; Т1, Т2, Т7, Т8, Т3, Т4, Т5, Т9, Т10, Т6) вдоль третьей оси (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J), наклоненную относительно указанного первого продольного направления (Y) под третьим углом (β);

при этом указанный третий угол (β) ориентирован указанной третьей осью (Е, F, G, Н, I, J; Е, F, K, L, G, Н, I, М, N, J) по направлению к указанной носовой части (3);

при этом каждый указанный первый, второй и третий двигательный блок (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6 с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) содержит соответственный первый, второй и третий винт (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f), расположенные симметрично на противоположной стороне указанного фюзеляжа (2);

при этом указанный блок (17) управления функционально соединен с указанным первым, вторым и третьим двигательным блоком (6а, 6b, 6с, 6d, 6е, 6f; 6а, 6b, 6g', 6h', 6 с, 6d, 6е, 6i', 6j', 6f) для регулировки модуля и направления соответственных указанных первой, второй и третьей тяг (T1, Т2, Т3, Т4, Т5, Т6; Т1, Т2, Т7, Т8, Т3, Т4, Т5, Т9, Т10, Т6) для создания вектора (Т) тяги с желаемым модулем и направлением (патент RU 2795886 С1, МПК В64С 29/00, В64С 27/08, В64С 27/26, заявлен 30.03.2020, опубликован 12.05.2023). Недостатками изобретения являются:

- большое число двигательных блоков (6 блоков), существенно увеличивает энегозатратность, утяжеляет аппарат и снижает его полезную нагрузку,

- громоздкость и сложность системы управления, организующей изменение положения аппарата в пространстве за счет элементов маневрирования (тангаж, рыскание, крен), обеспечиваемых вектором суммарной тяги, формируемым индивидуальными тягами всех шести двигателей или части их поворотом аппарата в целом вокруг осей Y-X-Z.

Известен также конвертоплан вертикального взлета и посадки, включающий несущий винт, складываемый и раскрываемый в полете, источник мощности для несущего винта, систему передачи мощности для его вращения и систему управления несущим винтом, отличающийся тем, что для складного несущего винта применена реактивнокомпрессорная система привода, обеспеченная отдельным турбокомпрессором на базе газотурбинного двигателя, который установлен в верхней части фюзеляжа под обтекателем перед центропланом крыла, выполненного по схеме высокоплана, и снабжен впереди подвижной створкой воздухозаборника, а сзади боковыми выхлопными трубами и патрубком с возможностью отбора сжатого воздуха в трубопроводы несущего винта и хвостового управляющего эжектора (патент RU 2781895 С1, МПК В64С 37/00, В64С 27/18, В64С 27/30, заявлен 27.01.2022, опубликован 19.10.2022). Недостатками изобретения являются:

- для аппарата осложняется маневрирование и полет вертолетного типа, поскольку набор высоты после отрыва от земли обеспечивается в основном за счет мощных маршевых двигателей;

- отсутствует регулирование распределения потока сжатого воздуха от объема камеры сгорания турбокомпрессора на поток, поступающий в канал оси вращения несущего винта, и на поток, поступающий в воздушный канал хвостового эжектора.

Известен также конвертоплан, содержащий фюзеляж, систему управления, аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями, переднее горизонтальное оперение с аэродинамическими управляющими поверхностями, хвостовое оперение и винтомоторные группы с воздушными винтами, причем винтомоторные группы с воздушными винтами размещены с возможностью поворота на законцовках переднего горизонтального оперения и на хвостовом оперении, при этом конвертоплан выполнен с возможностью обеспечения совпадения аэродинамического центра давления и результирующего вектора тяги, а также с возможностью их взаимного динамического и статического скалярного управления за счет работы аэродинамических управляющих поверхностей и управления вектором тяги каждой из винтомоторной групп, а винтомоторные группы, расположенные на законцовке переднего горизонтального оперения, выполнены с встречным вращением воздушного винта и с возможностью обеспечения динамического смещения центра давления, при этом винтомоторные группы выполнены с осевой степенью свободы, а также с возможностью независимого управления друг от друга изменением вектора тяги, оборотов и управлением углом установки лопастей (патент RU 2723516 С1, МПК В64С 37/00, В64С 27/28, заявлен 09.08.2019, опубликован 11.06.2020). Недостатками изобретения являются:

- система управления минимизирована под беспилотные летательные аппараты;

- обеспечение совпадения аэродинамического центра давления и результирующего вектора тяги как точек приложения результирующих сил нерационально, поскольку центр давления в многомоторном конвертоплане может рассматриваться как совокупная подъемная сила аэродинамики крыльев аппарата векторного характера, а результирующий вектор тяги - как совокупная векторная сила тяги двигателей с учетом крутящих моментов от разнесенных на законцовки крыльев аппарата и силы тяжести. Совпадение этих векторов по точке приложения сил приводит конвертоплан в состояние неустойчивого равновесия, нарушающегося при любом возмущении, например, порыве ветра, и требует постоянного корректирующего управления летательным аппаратом.

В целом конвертоплан как воздушное судно может рассматриваться как пропульсивный комплекс, то есть гидромеханическая система, включающая корпус и пропульсивную установку, в которой энергия рабочего тела преобразуется в упор по отношению к воздушной среде, сообщающий движение конвертоплану. Пропульсивная установка является исполнительной частью главной энергетической установки. В наиболее общем случае она состоит из движителей, валопроводов, систем передач энергии и двигателей. Взаимодействие элементов пропульсивного комплекса включает различные виды прямых и обратных связей: механических (например, между двигателем и винтом), аэродинамических (например, между винтом и корпусом) и др. Появление этих связей имеет весьма сложную закономерность и существенно зависит от условий полета (вертолетный, переходный, самолетный режим, маневрирование и т.д.). Объединение корпуса и пропульсивной установки в единую систему обеспечивает возможность теоретического исследования сложных явлений их взаимодействия с целью оптимизации использования энергии для движения летательного аппарата в масштабе всего пропульсивного комплекса, а не отдельных его элементов.

Задачей настоящего изобретения является совершенствование пропульсивного комплекса конвертоплана за счет интенсификации его механических и аэродинамических характеристик и их связей с конструктивными особенностями летательного аппарата.

Поставленная задача решается за счет того, что в конвертоплане, содержащем фюзеляж, систему управления, силовую установку, аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями на каждом из крыльев, передние крылья аэродинамическими управляющими поверхностями, хвостовую балку и винтомоторные группы, причем передние винтомоторные группы размещены на гондолах с возможностью поворота на законцовках передних крыльев и статично расположенную винтомоторную группу ВМГ, закрепленную на хвостовой балке, при этом конвертоплан выполнен с возможностью обеспечения совпадения аэродинамического центра давления и результирующего вектора тяги, а также с возможностью их взаимного динамического и статического скалярного управления за счет работы аэродинамических управляющих поверхностей и управления вектором тяги каждой из винтомоторной групп, при этом винтомоторные группы выполнены с осевой степенью свободы, а также с возможностью независимого управления друг от друга изменением вектора тяги, оборотов и управлением углом установки лопастей, гондолы винтомоторных групп на законцовках двух передних крыльев снабжены дополнительными статично закрепленными крылышками, параллельными оси вращения винтов, при этом центр давления и центр тяжести конвертоплана не привязаны к пересечению медиан, могут перемещаться в области перемещения результирующего вектора тяги со смещением центра давления назад по отношению к центру тяжести, хвостовой ротор имеет больший диаметр, чем передние, и настраиваемый выкос в вертикальной плоскости "YZ" до 20 градусов в обе стороны от вертикальной оси "OY", а аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями на законцовках снабжены винглетами смешанного кроя.

Предлагаемые изменения, вносимые в пропульсивный комплекс конвертоплана, позволяют существенно улучшить его характеристики:

1) снабжение гондол винтомоторных групп на законцовках двух передних крыльев дополнительными статично закрепленными крылышками, параллельными оси вращения винтов позволяет увеличить подъемную силу конвертоплана на 3-5% при полете конвертоплана в самолетном режиме при горизонтальном положении крылышек; крылышки не вносят дополнительного аэродинамического сопротивления на взлетном режиме в силу отсутствия срыва потока с крылышек при их вертикальном положении; крылышки также играют роль элеронов в режиме полета переходном от вертолетного к самолетному;

2) отсутствие фиксированного положения центра давления и центра тяжести конвертоплана не привязанного к пересечению медиан и способных перемещаться в области перемещения результирующего вектора тяги со смещением центра давления назад по отношению к центру тяжести позволяет повышать устойчивость конвертоплана, так как при расположении центра давления впереди центра тяжести создается опрокидывающий момент, способный привести аппарат к аварии: так как при переходе от вертолетного к самолетному режиму полета происходит смещение центра тяжести аппарата вперед из-за перевода гондол с винтомоторными группами с вертикального в горизонтальное положение, то при конструировании конфигурации конвертоплана необходимо в ходе математического моделирования пропульсивного комплекса учесть нестационарность переходного режима полета конструкции;

3) хвостовой ротор имеет больший диаметр, чем передние, что обеспечивает большую энергетическую эффективность пропульсии и эффективность в продольном управлении конвертоплана, настраиваемый выкос в вертикальной плоскости "YZ" до 20 градусов в обе стороны от вертикальной оси "OY" обеспечивает компенсацию собственного крутящего момента воздушного винта, что приводит к большей стабильности в переходном режиме полета.

4) снабжение аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями на законцовках винглетами, увеличивающими курсовую устойчивость и эффективность подъемной силы крыла без удлинения конструкции, и уменьшающая расход топлива, а также индуктивное сопротивление крыла. Винглеты не дают воздуху с нижней стороны крыла переходить на верхнюю, образовывая вихри. Использование смешанного кроя винглета с плавным изгибом вместо острого угла дополнительно уменьшит интерференционное на стыке крыла и винглета.

Целесообразно управление результирующим вектором тяги обеспечивать за счет углового смещения оси вращения передних винтомоторных групп в плоскости ZX на угловую величину в пределах от минус 30 до 120 градусов, что обеспечивает расширение диапазона возможностей маневрирования конвертоплана. Например, в серийном конвертоплане V-22 Osprey (США) его двигатели расположены в двух поворотных мотогондолах, установленных по концам крыльев, и могут изменять свое положение в диапазоне от 0 (горизонтальный полет) до 96,3 градуса (то есть на 6,3 градуса назад от вертикального положения). Наклон мотогондол имеет три режима: около 0 градусов - самолетный, от 1 до 74 градусов - переходный режим и от 74 до 96 градусов - режим вертикального взлета и посадки.

Полезно в качестве источника питания помимо силовой установки использовать гибридную силовую установку и/или перезаряжаемые источники питания, что обеспечивает вариативность пропульсивного комплекса конвертоплана. В частности, возможны следующие варианты компоновки силовой части аппарата:

1) мощная силовая установка размещается в фюзеляже, сопрягается с электрогенератором, обеспечивающим электроэнергией электродвигатели с системами регулируемой передачи вращения на валы винтов, размещенные непосредственно в мотогондолах;

2) вспомогательная силовая установка, сопряженная с электрогенератором, и блок аккумуляторов в фюзеляже, которые обеспечивают электроэнергией электродвигатели с системами регулируемой передачи вращения на валы винтов, размещенные непосредственно в мотогондолах;

3) блок аккумуляторов в фюзеляже конвертоплана беспилотного типа, который обеспечивает электроэнергией электродвигатели с системами регулируемой передачи вращения на валы винтов, размещенные непосредственно в мотогондолах.

Полезно, передние и задние крылья оснащать органами аэродинамического управления, выполненными в виде элеронов (с дифференциальным управлением по тангажу), а переднее горизонтальное оперение выполнить обратной стреловидностью, что улучшает летные качества конвертоплана в самолетном режиме полета.

Полезно также винтомоторные группы оснастить механикой винта с изменяемым шагом, что позволяет существенно расширить возможности маневрирования конвертоплана и управление им за счет увеличения числа степеней свободы воздушных винтов.

Целесообразно оснастить конвертоплан дистанционной системой управления полетом, что позволит эксплуатировать дешевые беспилотные варианты конвертоплана для доставки легких грузов и аэрофотосъемки.

Заявляемое изображение иллюстрируется фигурами 1 - 3, на которых приведена система координат трикоптера (Фиг. 1), состав конвертоплана (Фиг. 2) и схема трансформации позиций центра тяжести и центра давлений при различных режимах полета конвертоплана (Фиг. 3).

На фигурах 1-3 цифрами обозначены следующие позиции:

1 - гондола с передней левой винтомоторной группой;

2 - гондола с передней правой винтомоторной группой;

3 - хвостовая винтомоторная группа;

4 - крылышки левой гондолы;

5 - крылышки правой гондолы;

6 - переднее левое горизонтальное оперение;

7 - переднее правое горизонтальное оперение;

8 - левая несущая консоль крыла;

9 - правая несущая консоль крыла;

10 - орган аэродинамического управления переднего левого горизонтального оперения;

11 - орган аэродинамического управления переднего правого горизонтального оперения;

12 - орган аэродинамического управления левой несущей консоли крыла;

13 - орган аэродинамического управления правой несущей консоли крыла;

14 - хвостовая балка;

15 - фюзеляж;

16 - левый винглет;

17 - правый винглет;

18 - съемный модуль источника питания;

19 - хвостовое оперение.

Конструкция конвертоплана формируется на основе классической аэродинамической схемы «утка», позволяющей решить проблему продольной, поперечной и курсовой устойчивости, благодаря достаточному запасу устойчивости в самолетном и вертолетном режимах, обусловленному сравнительно большим перемещением центра давления, ввиду максимального разнесения винтомоторных групп относительно центра тяжести. Такое условие позволяет обеспечить безопасное совмещение полезных качеств летательных аппаратов вертолетного и самолетного типа, открывая возможности безопасного вертикального взлета и посадки, энергоэффективности в самолетном и вертолетном режимах, а также высокой ветровой устойчивости. На фигуре 1 приведена связанная система координат XYZ, оси которой фиксированы относительно центра тяжести конвертоплана: X - продольная, Y - нормальная, Z - вертикальная, а также дополнительная вертикальная ось OZ на конце хвостовой балки.

На планере конвертоплана (фигура 2) размещены три винтомоторные группы: гондола с передней левой винтомоторной группой 1, гондола с передней правой винтомоторной группой 2 и хвостовая винтомоторная группа 3. Гондолы снабжены крылышками левой гондолы 4 и правой гондолы 5 и помещаются на законцовках крыльев соответственно переднего левого горизонтального оперения 6 и переднего правого горизонтального оперения 7, снабженных органами аэродинамического управления переднего левого горизонтального оперения 10 и переднего правого горизонтального оперения 11. Левая несущая консоль крыла 8 и правая несущая консоль крыла 9 оборудованы соответственно органами аэродинамического управления левой несущей консоли крыла 12 и правой несущей консоли крыла 13 и имеют на законцовках крыльев левый и правый винглеты 16 и 17. Хвостовая винтомоторная группа 3 помещается на конце хвостовой балки 14, снабженной хвостовым оперением 19 и сопряженной с фюзеляжем 15. В фюзеляже 15 помещаются кабина и системы управления полетом и при необходимости главная и вспомогательная силовые установки (на фигуре не показаны). Под фюзеляжем 15 помещаются убираемые в полете шасси (на фигуре не показаны).

Конвертоплан может работать в семи режимах: вертикальный взлет, вертолетный полет, переходный режим от вертолетного к самолетному, самолетный режим, вертолетная посадка, самолетная посадка, зависание.

Для обеспечения вертикального взлета конвертоплана с поверхности земли или взлетной площадки все гондолы с винтомоторными группами 1,2 и 3 разворачиваются в направлении оси Z занимая положение от 75 до 120 градусов относительно оси X в зависимости от метеоусловий (при безветренной погоде и восходящих потоках воздуха предпочтительно 90 градусов). Выполняется запуск двигателей с постепенным увеличением числа оборотов винтов и силы тяги, регулируемой углом атаки винтов. Когда сила тяги превысит силу тяжести конвертоплана происходит отрыв аппарата от площадки с последующим набором высоты. Управление конвертопланом в этом режиме обеспечивается изменением положения оси винтов и разностью угла наклона винтов передних винтомоторных групп 1 и 2, которое не должно превышать 10% от режимной позиции винтомоторных групп.

Вертолетный полет конвертоплана после взлета обеспечивается разворотом всех гондол с винтомоторными группами 1,2 и 3 от положения их осей в области вблизи 90 градусов до положения 75 градусов. При движении конвертоплана в этом режиме крылья и дополнительные крылышки создают дополнительное подъемное усилие, что позволяет выполнять полет со скоростью 14 м/с при снижении энергозатрат по сравнению с взлетным режимом. Управление конвертопланом обеспечивается аналогично взлетному режиму положением оси винтов и разностью угла наклона винтов передних винтомоторных групп 1 и 2, и дополняется в этом режиме изменением подъемной силы с ее аэродинамическим управлением позицией элерона на несущей консоли крыла.

Переходный режим полета от вертолетного к самолетному выполняется последовательным выполнений ряда операций ускорения движения конвертоплана:

- первая операция. Переходный режим-1, положение мотогондол 61 градус относительно оси X, скорость 14 м/с. Переходный режим выполняется с условием удержания барометрической высоты, с точностью позиционирования в пределах 2 метров;

- вторая операция. Переходный режим-2, положение мотогондол 45 градусов относительно оси X, скорость 16 м/с;

- третья операция. Переходный режим-3, положение мотогондол 30 градусов относительно оси X, скорость, отклонения от полетных параметров аналогичны переходному режиму-2. Затем положение мотогондол уменьшается от 30 градусов до 0 градусов.

Управление конвертопланом обеспечивается аналогично вертолетному режиму полета положением оси винтов, разностью угла наклона и изменением подъемной силы за счет аэродинамического управления позицией элерона на несущей консоли крыла.

При переходе с авиационного режима полета на вертолетный переходные операции выполняются в обратном порядке (режим-3, режим-2, режим-1). Конвертоплан быстрее всего набирает высоту и снижается при положении мотогондол в 45 градусов относительно оси X: при наборе высоты - 5 м/с, при снижении - от 2 до 10 м/сек.

Самолетный режим полета конвертоплана реализуется при положении мотогондол 0 градусов относительно оси X, скорость до 50 м/с, скорость поддерживается в диапазоне 1 м/с, курс в пределах 3 градусов, высота в пределах 2 м.

Управление конвертопланом и его маневрирование обеспечиваются аналогично вертолетному режиму полета положением оси винтов, разностью угла наклона винтов, изменением подъемной силы за счет аэродинамического управления позицией элерона на несущей консоли крыла.

Вертолетная посадка конвертоплана из самолетного режима полета определяется рядом процедур, последовательность которых зависит от расстояния до места посадки и высоты полета конвертоплана. В связи с этим процедуры посадки достаточно разнообразны и их выбор определяется бортовым AI в соответствии с конкретной ситуацией. Например, в районе посадки можно в полете перевести мотогондолы в положение 75 градусов и начать заход на посадку на скорости 16 м/с.При этом конвертоплан может самопроизвольно отклоняться от курса на 1-2 градуса, что необходимо компенсировать системой управления. Эта конфигурация позволяет осуществить более точную посадку и выбрать точку приземления.

Самолетная посадка конвертоплана аналогична самолетной, выполняется с коротким пробегом посадочной полосы, скорость гасится за счет подъема мотогондол до относительно оси X не менее 75 градусов с 16 м/с до 12 м/с и менее, при скорости 12 м/с производится выпуск шасси. Управление конвертопланом выполняется комплексом выше приведенных технических средств.

Зависание конвертоплана как вариант его технического применения обычно необходимо для приема груза и людей в труднодоступной таежной местности, в горах и с поверхности моря, когда невозможно подобрать небольшую посадочную площадку, а также для доставки крупногабаритных деталей до места их крепления при строительстве высотных зданий и сооружений и при посадке на палубы кораблей. Для выполнения процедуры зависания вблизи точки назначения выполняют перевод мотогондол в положение 90 градусов относительно оси X с коррекцией на метеоусловия, уравновешивают силу тяжести и совокупность подъемных сил и за счет регулирования высоты, скорости и направления вектора движения аппарата при помощи изменения положения оси винтов, разности угла наклона винтов винтомоторных групп 1, 2 и 3 и отклонения мотогондол от позиции 90 градусов не более 10% от номинальной.

Анализ динамики работы пропульсивного комплекса конвертоплана в различных режимах полета показал (фигура 3), что в рассмотренной схеме конвертоплана с крепления гондол с винтомоторными группами 1 и 2 на законцовках горизонтального оперения в точках «А», и «В» и хвостовой винтомоторной группы 3 на конце хвостового оперения в точке «С» локальные векторы тяги располагаются в точках «А», «В», «С» на концах треугольника «АБС», а результирующий вектор тяги с различной скалярной величиной "CoG" для массива возможных вариантов управления полетом аппарата занимает площадь треугольника «АБС», при этом центр тяжести "CoG" привязан к точке пересечения медиан треугольника «АБС» в статике и смещается вперед в точку "CoG*" в динамике аппарата. Центр давления как в статике (позиция "СоР"), так и в динамике (позиция СоР*) смещается несколько назад по отношению к соответствующим позициям центров тяжести "CoG" и "CoG*", что в движении конвертоплана способствует устойчивости его полета.

Таким образом заявляемое изобретение решает поставленную задачу совершенствования пропульсивного комплекса конвертоплана за счет интенсификации его механических и аэродинамических характеристик и их связей с конструктивными особенностями летательного аппарата, в частности, установкой дополнительных крылышек и винглетов смешанного кроя, смещение центра давления назад по отношению к центру тяжести, изменение диаметра хвостового ротора и настраивание его выкоса. Достигаемый технический результат заключается в увеличении подъемной силы аппарата, снижении энергозатрат в при полете в авиационном режиме, расширении приемов маневрирования, упрощении управления стабильностью по курсу полета, снижении массы конвертоплана и вариативности.

Изобретение относится к области авиационной техники. Конвертоплан содержит фюзеляж, систему управления, силовую установку, аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями, передние крылья с аэродинамическими управляющими поверхностями, хвостовую балку и винтомоторные группы (ВМГ). Передние ВМГ размещены в гондолах с возможностью поворота на законцовках передних крыльев. Статично расположенная ВМГ закреплена на хвостовой балке. Конвертоплан выполнен с возможностью обеспечения совпадения аэродинамического центра давления и результирующего вектора тяги, а также с возможностью их взаимного динамического и статического скалярного управления за счет работы аэродинамических управляющих поверхностей и управления вектором тяги каждой из передних ВМГ, выполненных с осевой степенью свободы и с возможностью независимого друг от друга управления изменением вектора тяги, оборотов и угла установки лопастей. Гондолы ВМГ на законцовках двух передних крыльев снабжены дополнительными статично закрепленными крылышками, параллельными оси вращения винтов, при этом центр давления и центр тяжести конвертоплана не привязаны к пересечению медиан, могут перемещаться в области перемещения результирующего вектора тяги со смещением центра давления назад по отношению к центру тяжести. Хвостовой ротор имеет меньший диаметр, чем передние, и настраиваемый выкос в вертикальной плоскости "YZ" до 20 градусов в обе стороны от вертикальной оси "OY". Консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями на законцовках снабжены винглетами смешанного кроя. За счет перечисленных отличий обеспечивается управление энергоэффективностью планера, устойчивостью полета в переходных режимах конвертоплана. 6 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Конвертоплан, содержащий фюзеляж, систему управления, силовую установку, аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями на каждом из крыльев, передние крылья с аэродинамическими управляющими поверхностями, хвостовую балку и винтомоторные группы, причем передние винтомоторные группы размещают на гондолах с возможностью поворота на законцовках передних крыльев и статично расположенную винтомоторную группу ВМГ, закрепленную на хвостовой балке, при этом конвертоплан выполняют с возможностью обеспечения совпадения аэродинамического центра давления и результирующего вектора тяги, а также с возможностью их взаимного динамического и статического скалярного управления за счет работы аэродинамических управляющих поверхностей и управления вектором тяги каждой из винтомоторной групп, при этом винтомоторные группы выполняют с осевой степенью свободы, а также с возможностью независимого управления друг от друга изменением вектора тяги, оборотов и управлением углом установки лопастей, отличающийся тем, что гондолы винтомоторных групп на законцовках двух передних крыльев снабжают дополнительными статично закрепленными крылышками, параллельными оси вращения винтов, при этом центр давления и центр тяжести конвертоплана не привязывают к пересечению медиан, давая возможность перемещаться в области перемещения результирующего вектора тяги со смещением центра давления назад по отношению к центру тяжести, хвостовой ротор имеет больший диаметр, чем передние, и настраиваемый выкос в вертикальной плоскости "YZ" до 20 градусов в обе стороны от вертикальной оси "OY", а аэродинамические консоли крыла с аэродинамическими управляющими поверхностями на законцовках снабжают винглетами смешанного кроя.

2. Конвертоплан по п. 1, отличающийся тем, что управление результирующим вектором тяги обеспечивают за счет углового смещения оси вращения передних винтомоторных групп в плоскости ZX на угловую величину в пределах от минус 30 до 120 градусов.

3. Конвертоплан по п. 1, отличающийся тем, что в качестве источника питания помимо силовой установки используют гибридную силовую установку и/или перезаряжаемые источники питания.

4. Конвертоплан по п. 1, отличающийся тем, что передние и задние крылья оснащают органами аэродинамического управления, выполненными в виде элеронов.

5. Конвертоплан по п. 1, отличающийся тем, что переднее горизонтальное оперение выполняют обратной стреловидностью.

6. Конвертоплан по п. 1, отличающийся тем, что винтомоторные группы оснащают механикой винта с изменяемым шагом.

7. Конвертоплан по п. 1, отличающийся тем, что конвертоплан снабжают дистанционной системой управления полетом.