RU2648937C1

RU2648937C1 - Aeromobile of hover take-off

Info

Publication number: RU2648937C1
Application number: RU2017104390A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2017-02-09
Filing date: 2017-02-09
Publication date: 2018-03-28

Abstract

FIELD: transportation.

SUBSTANCE: invention relates to transport engineering, in particular to construction of aeromobiles. Aeromobile of vertical take-off is designed according to the scheme of double fuselage and with three tandem-wings, each of which is low aspect. Lifting fuselages have wing airfoils with a relative thickness, providing the possibility of placing the cabin, the passenger cab and propulsion section. On the axis of symmetry on pylon in breaking of transverse V of the interfusel mid-wing carrying system comprising two single-bladed rotors with the opposite rotation providing only vertical take-off and landing (VTOL) and short take off and landing (STOL) is located. Pusher screws are located in annular channels integrated with the rear edges of the lifting fuselages and the interfusel aft of wing, provide the creation of control moments in implementation of VTOL and hovering and march drawing bar in high-speed forward flight with fixed blade wings of lifting propellers.

EFFECT: provides an increase in the speed and flying range, simplification of transverse handling in pitch under VTOL regimes.

6 cl, 1 dwg, 1 tbl

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции аэромобилей вертикального взлета с двумя фюзеляжами, тремя тандемными крыльями, двухвинтовыми несущей и движительно-рулевой системами, имеющими с противоположным вращением соосные винты, обеспечивающие вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и винты в задних кольцевых каналах для горизонтального полета при зафиксированных лопастях-крыльях соосных однолопастных винтов, размещенных на пилоне в изломе поперечного V межфюзеляжного среднего крыла, но и после посадки и соответствующего поворота лопастей-крыльев и их опускания в межфюзеляжное пространство - передвижения по земле.The invention relates to the field of aviation technology and can be used in the construction of vertical take-off aircraft with two fuselages, three tandem wings, twin-screw carrier and propulsion-steering systems, with opposite rotation coaxial screws for vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) , and screws in the rear annular channels for horizontal flight with fixed wing blades of coaxial single-blade propellers located on the pylon in a kink of the transverse V interfuselage it wing, but also after planting and the corresponding rotation of the blades, wings, and lowering them into the space mezhfyuzelyazhnoe - movement on the ground.

Известен (см. https://www.advancedtacticsinc.com/) вертикально взлетающий внедорожник AT Black Knight Transformer компании Advanced TacticsInc (США) с расположением на концах четырех тандемных крыльев мотогондол, имеющих двигатели с несущими винтами, выполненными поворотными, при отклонении вперед задних из них обеспечивается горизонтальный полет, содержит фюзеляж, Т-образное хвостовое оперение и четырехопорное неубирающееся колесное шасси, имеющее передние поворотные и задние приводные колеса для передвижения по земле.A well-known (see https://www.advancedtacticsinc.com/) vertical take-off SUV AT Black Knight Transformer from Advanced TacticsInc (USA) with the location at the ends of four tandem wings of the nacelles having rotor engines with rotor rotors when rear tilts forward of these, horizontal flight is provided, contains a fuselage, a T-tail, and a four-support fixed gear landing gear having front swivel and rear drive wheels for traveling on the ground.

Признаки совпадающие - наличие тандемного расположения четырех высокорасположенных крыльев, имеющих в мотогондолах на их законцовках двигатели мощностью по N_дв=200 л.с. с двухлопастными винтами. Автоматическая система управляет левой и правой группой поворотных мотогондол с несущими винтами диаметром 2,1 м, обеспечивающими при весе топлива 760 кг взлетный его вес 3595 кг. Трансформер Advanced Tactics имеет высоту 2,5 м; длину 9,5/7,6 м и ширину 5,8/2,6 м соответственно в полетной/походной конфигурации, может использоваться для транспортировки 8 человек или груза до 840 кг. Скорость его передвижения по земле в качестве грузовика до 112 км/ч, а по воздуху - до 370 км/ч при его горизонтальном полете. Винтокрылая конфигурация позволяет при крейсерском полете подниматься на высоту до 3050 м и достичь при этом дальности до 500 миль за 2,5 часа полета.The signs are the same - the presence of a tandem arrangement of four highly located wings, having in the engine nacelles at their wingtips engines with a power of N _dv = 200 hp with two bladed screws. The automatic system controls the left and right groups of rotary engine nacelles with rotors 2.1 m in diameter, providing for a fuel weight of 760 kg, its take-off weight is 3595 kg. Transformer Advanced Tactics has a height of 2.5 m; length 9.5 / 7.6 m and width 5.8 / 2.6 m, respectively, in flight / hiking configuration, can be used to transport 8 people or cargo up to 840 kg. The speed of its movement on the ground as a truck is up to 112 km / h, and through the air - up to 370 km / h with its horizontal flight. The rotorcraft configuration allows for cruising flight to rise to a height of 3050 m and at the same time achieve a range of up to 500 miles in 2.5 hours of flight.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что восьмивинтовая конфигурация трансформера Advanced Tactics предопределяет ряд недостатков, как-то: первый - это то, что на концах консолей тандемных крыльев с размахом 3,08 м имеются поворотные мотогондолы с винтами диаметром 2,1 м, которые осложняют схему управления двигателями при независимом их повороте и вращении равновеликих несущих винтов на переходных и вертолетных режимах полета. Второй - это то, что при висении поток от всех тянущих винтов, обдувая соответствующие консоли тандемных крыльев от их законцовок, создает из-за отсутствия внешних закрылок крыльев значительную потерю каждого винта (≈12%) 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 задних поворотных винтов и создавать этими несущими винтами ситуацию неуправляемого пикирования, что снижает стабильность управления и безопасность. Третий - это то, что равновеликие винты с восемью двигателями одинаковой мощности предопределяют равноудаленное размещение группы левых и группы правых несущих винтов от центра масс, что, уменьшая длину фюзеляжа до 7,6 м, приводит из-за наличия неразвитого киля к ухудшению путевой управляемости на переходных и, особенно, крейсерских режимах горизонтального полета.Reasons that impede the task: the first is that the eight-screw configuration of the Advanced Tactics transformer determines a number of disadvantages, such as: the first is that at the ends of the tandem wing consoles with a span of 3.08 m there are rotary engine nacelles with screws with a diameter of 2, 1 m, which complicate the engine control scheme when turning them independently and rotating equal-sized rotors in transition and helicopter flight modes. The second one is that when the flow from all the pulling screws hangs, blowing the corresponding consoles of the tandem wings from their wingtips, creates, due to the absence of external wing flaps, a significant loss of each screw (≈12%) in their vertical thrust, and high flow velocities are braked , thrown away from them, determine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the traction force of the rear rotary screws and create an uncontrolled dive situation with these rotors, which reduces stably management and safety. The third is that equal-sized propellers with eight engines of the same power predetermine equidistant placement of the group of left and group of right rotors from the center of mass, which, reducing the length of the fuselage to 7.6 m, leads to the deterioration of track handling due to the presence of an undeveloped keel transitional and, especially, cruising horizontal flight modes.

Известен (см. https://www.terrafugia.com/) вертикально взлетающий электромобиль-трансформер проекта TF-X фирмы "Terrafugia" (США), имеющий складное высокорасположенное крыло, на концах которого размещены поворотные гондолы с электромоторами и винтами, содержит гибридную силовую электроустановку с поршневым двигателем (ПД), приводящим во вращение толкающий импеллер или генератор для подзарядки батарей, систему управления и аккумуляторы, четырехопорное колесное шасси, неубирающееся, имеющее задние приводные мотор-колеса.A well-known (see https://www.terrafugia.com/) vertical take-off electric transformer of the TF-X project of the Terrafugia company (USA), having a folding high-wing wing, at the ends of which rotary nacelles with electric motors and screws are located, contains a hybrid power plant with a piston engine (PD), which drives a pushing impeller or generator to recharge the batteries, a control system and batteries, a four-wheel support chassis, non-retractable, having rear drive motor wheels.

Признаки совпадающие - наличие для выполнения ВВП поворотных гондол с электромоторами и винтами, смонтированными на концах складного высокорасположенного крыла типа чайка и горизонтального полета в конфигурации самолета со сложенными вдоль гондол лопастями тянущих винтов, обеспечиваемого толкающим импеллером, приводимым ПД мощностью 300 л.с., но и четырехопорным неубирающимся колесным шасси, имеющим задние приводные мотор-колеса, когда на земле крылья и лопастные гондолы сложатся и TF-X превратится в электромобиль. Системой ВВП управляют 32 электромотора с общей мощностью 447×2 кВт, сгруппированных в двух гондолах с тянущими винтами. Вертикально взлетающий аэромобиль-трансформер может подниматься на высоту в диапазоне 500…3500 м, наличие крыла позволяет при крейсерском полете в самолетной конфигурации находится без подзарядки батарей в воздухе до 2,5 часов и достичь скорости 320 км/ч и дальности 800 км.The signs are the same - the presence of rotary gondolas for the implementation of GDP with electric motors and screws mounted at the ends of a folding high-wing wing such as a seagull and horizontal flight in an airplane configuration with pulling propeller blades folded along the gondolas, provided by a pushing impeller driven by a 300 hp PS, but and a four-support fixed gear chassis with rear drive motor wheels, when on the ground the wings and paddle gondolas fold and the TF-X turns into an electric car. The GDP system is controlled by 32 electric motors with a total capacity of 447 × 2 kW, grouped in two nacelles with pulling screws. A vertically take-off transformer aeromobile can rise to a height in the range of 500 ... 3500 m, the presence of a wing allows cruising in an airplane configuration to be up to 2.5 hours without recharging batteries in the air and reach a speed of 320 km / h and a range of 800 km.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что расположение поворотных гондол на концах складного крыла типа чайка и винтами предопределяет конструктивно сложное прямое крыло, оснащенное двумя сложными системами поворота и складывания лопастей поворотных винтов, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность. Вторая - это то, что при висении поток от двух поворотных тянущих винтов, обдувая консоли складного крыла с удлинением λ=3,0, создает из-за отсутствия внешних его закрылок значительную потерю каждого винта (≈20%) 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 передних винтов и создавать задними двумя винтами ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что для старта вокруг TF-X понадобится взлетная зона площадью 67,72 м² при D=9,288 м, так как раскладывающиеся крылья и винты с создаваемыми ими потоками воздуха исключают обычный взлет с шоссе из-за невозможности соблюдения норм безопасности. Кроме того, отсутствие вертикального киля ухудшает также путевую устойчивость на переходных и, особенно, на крейсерских горизонтальных режимах полета в самолетной его конфигурации.Reasons that impede the task: the first is that the location of the rotary nacelles at the ends of a folding wing such as a seagull and the screws determines a constructively complex straight wing equipped with two complex systems for turning and folding the rotor screw blades, which complicates the design and reduces reliability. The second one is that when the flow from two rotary pulling screws hangs, blowing the folding wing consoles with an extension of λ = 3.0, creates, due to the absence of its external flaps, a significant loss of each screw (≈20%) in their vertical thrust, it brakes and high velocities of the flow rejected from them determine the formation of vortex rings, which at low lowering speeds can drastically reduce the thrust force of the front screws and create an uncontrolled fall situation with the rear two screws, which reduces the stability of control and is safe st. The third one is that for launching around TF-X you will need a take-off area of 67.72 m ² with D = 9.288 m, because the folding wings and screws with the air flows created by them exclude normal take-off from the highway due to the inability to comply with safety standards . In addition, the absence of a vertical keel also worsens the track stability at transitional and, especially, at cruising horizontal flight modes in its airplane configuration.

Наиболее близким (см. http://www. avxcorporation.com) к предлагаемому изобретению является гибридный аэромобиль "AVX Aircar" компании «AVX Aircraft Company» (США), имеющий двухвинтовую соосную схему с несущими винтами и силовую установку (СУ) с двигателями, передающими крутящий момент через систему трансмиссии на несущие трехлопастные и тяговые винты в кольцевых каналах, и четырехопорное неубирающееся колесное шасси с электрическими мотор-колесами для передвижения по земле со сложенными винтами.The closest (see http: // www. Avxcorporation.com) to the proposed invention is a hybrid aircraft "AVX Aircar" company "AVX Aircraft Company" (USA), having a twin-screw coaxial circuit with main rotors and a power plant (SU) with engines transmitting torque through the transmission system to the main three-bladed and traction screws in the annular channels, and a four-support fixed gear chassis with electric motor-wheels for traveling on the ground with folded screws.

Летающий внедорожник, получивший название "AVX Aircar", представляет собой четырехместный внедорожник, который дополнительно оборудован двумя складными соосными винтами и двумя хвостовыми винтами в кольцевых каналах. По дороге Aircar может ехать со скоростью до 130 км/ч, а лететь - 225 км/ч. Как заявляет производитель, переход между режимами занимает не более минуты. При этом Aircar может садиться и на бездорожье. Грузоподъемность нового транспортного средства для американских военных составляет 470 кг. Винтокрылая конфигурация "AVX Aircar" позволяет при крейсерском полете подниматься ему на высоту до 3045 м и на одном баке летающий внедорожник может преодолеть до 460 км за 2,1 часа полета.The flying SUV, dubbed the "AVX Aircar", is a four-seater SUV that is additionally equipped with two folding coaxial screws and two tail rotors in the annular channels. On the road, Aircar can travel at speeds of up to 130 km / h, and fly - 225 km / h. According to the manufacturer, the transition between modes takes no more than a minute. At the same time, Aircar can land off-road. The carrying capacity of the new vehicle for the US military is 470 kg. The rotorcraft configuration "AVX Aircar" allows it to climb to a height of up to 3045 m during cruise flight and on one tank a flying SUV can overcome up to 460 km in 2.1 hours of flight.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что гибридный аэромобиль с двухвинтовой соосной схемой и тяговыми винтами в задних кольцевых каналах, используемыми только на крейсерских режимах полета, увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП 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 и отсутствию несущего крыла. 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 перекосов, создают неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух винтов с автоматами перекосов их лопастей значительно увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего винтов 9,7% от их диаметра). Пятая - это то, что в двухвинтовой соосной схеме с полужестким креплением лопастей имеют 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 дальнейшее повышение скорости и дальности полета без возможности использования самолетной конфигурации.Reasons that impede the task: the first is that a hybrid aeromobile with a twin-screw coaxial scheme and traction screws in the rear annular channels, used only on cruising flight modes, increases the parasitic mass during GDP and reduces the weight return and radius of action. The second is that the lack of vertical tail creates an insufficient reserve of track stability, especially at horizontal flight speeds of more than 180 km / h, which leads to an increase in yaw, known as the “Dutch step”, which tends to increase with an increase in take-off weight and lack of a bearing wing. The third is that when hanging, the coaxial arrangement of rotor screws of variable pitch and with the control of the cyclic pitch of each of them greatly complicates their design, and the constant vibrations that occur during the operation of their distortion machines create unfavorable conditions for the operation of other mechanisms and equipment. The fourth one is that the coaxial arrangement of two screws with automatic swash plates of their blades significantly increases the mass of control units, the main gearbox and its height (providing a separation between the blades of the lower and upper screws of 9.7% of their diameter). Fifth, it is that in a twin-screw coaxial circuit with semi-rigid blade mounting there is an adverse mutual influence (inductive loss) of the coaxial rotors with swash plates, which in some cases can lead to their overlap. All this provides a higher specific fuel consumption and limits a further increase in speed and range without the possibility of using an aircraft configuration.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном гибридном аэромобиле "AVX Aircar" исключения узлов складывания лопастей несущих винтов и уменьшения потерь в вертикальной тяги несущих винтов из-за наличия межфюзеляжного пространства и походной высоты при его передвижении по земле, увеличения весовой отдачи, повышения скорости и дальности полета, упрощения курсовой и поперечно-продольной управляемости на режимах ВВП и зависания.The present invention solves the problem in the above-mentioned well-known hybrid aircraft "AVX Aircar" of eliminating the nodes of folding rotor blades and reduce losses in the vertical thrust of the rotors due to the presence of interfusel space and marching height when moving on the ground, increasing weight return, increasing speed and flight range, simplification of directional and transverse-longitudinal controllability in the regimes of GDP and hovering.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного гибридного аэромобиля "AVX Aircar", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными крыльями, каждое из которых малого удлинения низко- и среднерасположенные межфюзеляжные переднее и заднее крылья соответственно (МПК и МЗК) и высокорасположенное между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК), и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины, пассажирского салона и двигательного отсека соответственно в передней, центральной и задней его частях, но и расположения в упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системе (ССНС) и движительно-рулевой системе (ДРС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V МСК и на концах несущих фюзеляжей, включающих над центром масс два с противоположным вращением однолопастных несущих винта (НВ), обеспечивающих только вертикальный и короткий взлет/посадку (ВВП и КВП), и толкающие винты в задних кольцевых каналах (ЗКК), интегрированных с задними кромками несущих фюзеляжей и МЗК как для продольно-поперечного управления и создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных HB, размещенных на профилированном пилоне, и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДРС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах близких к их авторотации или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-тандема, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - передвижения по земле, так и обратно, при этом нижний и верхний однолопастные НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с верхним каплевидным обтекателем, имеющим в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энергопоглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе, причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, при этом МПК, стреловидное МЗК и трапециевидное МСК имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 27%, 29% и 44% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, причем передняя серповидная в плане кромка ПМК, вынесенная вперед за соответствующие части несущих фюзеляжей, образует передний бампер, при этом полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с тремя тандемными крыльями и толкающими винтами ДРС-Х2 в левом и правом ЗКК, смонтированных по продольным осям соответствующих фюзеляжей, обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого ЗКК при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, причем толкающие флюгерно-реверсивные винты в ЗКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения двух верхних с двумя нижними и двух левых с двумя правыми развитыми элевонами ЗКК, изменяющими соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания или горизонтального полета и установленными на выходе каждого ЗКК снизу и сверху на величину половины радиуса толкающего винта от центра ЗКК, внешние концы которых отогнуты к его центру и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение элевонов вверх-вниз на углы атаки ±15°, при этом система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, роторно-поршневых двигателей (РПД), имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы в задней части соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Г-образными в плане угловыми редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы, передающие крутящий момент от РПД к главному многоуровневому кормовому крестообразному в плане редуктору, выходные продольные валы которого связаны посредством трех муфт сцепления как нижней из них с входным валом ведущего моста задних колес шасси, размещенного с осью последних в профилированных обтекателях, так и верхней или средней из них соответственно с передним наклонно-продольным входным валом соосного редуктора однолопастных НВ, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК, или с задним входным валом Т-образного в плане промежуточного редуктора толкающих винтов ДРС-Х2, причем при выполнении ВВП и зависания главным редуктором обеспечивается плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и ДРС-Х2 соответственно 90% и 10% и реализуются вертолетные режимы полета при удельной нагрузке на мощность СУ, равной ρ_N=3,0 кг/л.с, а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ главным редуктором перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на толкающие винты в ЗКК, но и обратно, причем на земле в походной его конфигурации однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы между ЗКК, а их противовесы - перед задней кромкой МПК, при этом после выполнения посадки на землю для обеспечения необходимых режимов поездки системой трансмиссии передается соответствующая от 0% до 50% мощность СУ на задние приводные колеса упомянутого четырехопорного колесного шасси, имеющего переднюю пару управляемых поворотных колес для наземного его передвижения после соответствующего складывания концевых частей стабилизатора при зафиксированных лопастях-крыльях соответствующим образом в конфигурацию автомобиля, который содержит в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины, имеющие как раздельные органы управления для передвижения по земле и выполнения взлета, полета и посадки, так и тандемное расположение энергопоглощающих кресел, предназначенных соответственно для водителя с двумя пассажирами и для пилота с двумя пассажирами, но и имеет с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные.Distinctive features of the present invention from the above-mentioned well-known hybrid aircraft "AVX Aircar", closest to it, are the fact that it is made according to the double fuselage scheme and with three tandem wings, each of which has small elongation, low and mid-positioned front and rear fuselage wings, respectively (MPC and MZK) and highly located between the last two - the interfuselage middle wing (MSC), and the concepts of large-sized bearing fuselages of rectangular section with rounded corners, aerodynamic wing profile with their relative thickness, which provides the possibility in each fuselage of placing the cockpit, passenger compartment and engine compartment, respectively, in its front, central and rear parts, but also the location in the mentioned twin-screw coaxially symmetric bearing system (SSNS) and propulsion-steering system (DLS), respectively, along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and aft parts on the pylon in a fracture of the transverse V MSC and at the ends of the supporting fuselages, including above the center of mass and with the opposite rotation of the single-blade rotor (HB), providing only vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and pushing screws in the rear annular channels (ZKK), integrated with the rear edges of the bearing fuselages and MZK as for longitudinal-transverse control and creating control moments when fulfilling GDP and freezing, as well as marching thrust at high-speed horizontal flight and fixed wing blades of single-blade HB, placed on a profiled pylon, and equipped with the ability to transform its flight configuration after performing the KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with SSNS-Х2 and ДРС-Х2 to the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching ДРС-Х2, respectively, with single-bladed aircraft operating at regimes close to their autorotation or with fixed wing blades the upper and lower one-bladed HB, the left and right blades of which are stopped and fixed perpendicular to the plane of symmetry and taken out from the last outward so that their leading edges are placed perpendicular to the flow, increasing I am the area of the tandem wings and their carrying capacity together with the bearing fuselages, but also forming with them a diagram of a freely carrying longitudinal tandem-tandem, used only for high-speed horizontal flight, or after a vertical landing on the ground and when the wing blades of its HB and their corresponding fixing along the axis of symmetry - movement on the ground, and vice versa, while the lower and upper one-blade NV mounted on the corresponding output shafts of the main gearbox, the upper hollow of which is equipped with a fixed fixed support mounted coaxially inside the latter, which is rigidly fixed with its lower end to the main gear housing, and the upper one is centered relative to its upper shaft by means of a bearing assembly, so that the upper part of the bearing protruding from the shaft is fixed together with the upper teardrop-shaped fairing having automatically disclosed parts of the container with the exhaust and main parachutes, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which ensures, protecting against shock loading but with energy-absorbing struts of the wheeled chassis, an allowable decrease in the speed of descent to 7 m / s, which mitigates landing during an emergency landing on a parachute rescue system, with single-bladed HBs made without cyclic change in pitch and with rigid mounting of their blades and profiled counterweights, but also creation of full compensation of reactive torques from single-blade HBs in the opposite direction of rotation between the screws in a spaced pair along the height of the HB, for example, when viewed from above, upper and lower single-bladed HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that the corresponding advancing blades of them passed over the left and right sides of the fuselage from the aft to the fore parts and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of longitudinal-transverse control when performing GDP and hovering and creating a smoother airflow around the bearing fuselages, while the MPC, swept MZK and trapezoidal MSC have different sizes, which make up 27%, 29%, and 44% of the total area of the three tandem interfuselage wings, with the front sickle-shaped edge of the PMK extended forward for the corresponding parts of the supporting fuselages, forms the front bumper, while the fully synchronously-balanced CCNS-X2, working in conjunction with three tandem wings and pushing screws ДРС-Х2 in the left and right ЗКК, mounted along the longitudinal axes of the corresponding fuselages, blow the upper and lower surfaces of the bearing fuselages with air flow and make it possible to increase the bearing their abilities and, especially, when the longitudinal axis of each ZK, when viewed from the side, is either above or along a longitudinal line passing respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a cabrioque moment, moreover, pushing vane-reversing screws in ZKK they have both rigid fastening of the blades, and the ability to change their total pitch and install their blades in the vane position after they stop and fix for emergency landing mode with autorotation they HB in the event of failure of the SU engines, but also the possibility of creating marching thrust during horizontal high-speed flight, as well as direct and reverse horizontal thrust of the DRS-X2 when fulfilling GDP and hovering for corresponding translational movement along its longitudinal axis and performing intensive blowing after preliminary in-phase and differential deviation of the two upper with two lower and two left with two right developed elevators ZKK, changing respectively the longitudinal and transverse balancing when performing GDP and hovering or horizontal flight and installed at the output of each ZKK bottom and top by half the radius of the thrusting screw from the center of the ZKK, the outer ends of which are bent to its center and have developed limbs with sweep along the leading edge, ensuring the elevons to deviate up and down to the corners attacks ± 15 °, while the transmission system provides power transmission from two, for example, rotary piston engines (RPD), which have a front output of the shaft for selecting their take-off power, are mounted in the rear, respectively flying fuselages and are connected by means of clutches with L-shaped angular gears in plan, forming left and right synchronizing systems that transmit torque from the RPD to the main multi-level aft cross-shaped gear in plan, the output longitudinal shafts of which are connected by means of three clutches as the lower of them with the input shaft of the driving axle of the rear wheels of the chassis, located with the axis of the latter in profiled fairings, and the upper or middle of them, respectively, with the front oblique-longitudinal m with the input shaft of the coaxial gearbox of single-blade HB mounted in kinks of the transverse V in the center section of the MSC, or with the rear input shaft of the T-shaped in terms of the intermediate gearbox of the thrust propellers ДРС-Х2, and when the GDP is fulfilled and the main gearbox hangs, a smooth redistribution of available take-off power SU to SSNS-X2-X2 and RSM, respectively 90% and 10% and implemented helicopter flight modes when the specific load capacity of SU equal to ρ _N = 3,0 kg / hp, while the aircraft flight conditions when lock in the appropriate In this way, the wing-blades of the upper and lower single-blade NV with the main gearbox redistribute 80% of the take-off power of the SU transmission system only to the pushing screws in the ZKK, but also vice versa, and on the ground in the marching configuration, the single-blade propellers in SSNS-X2 after they are stopped and fixed with an angle of installation of each blade ϕ = 0 ° so that the upper one with the lower wing-wings and their counterweights are directed in opposite directions, respectively, back and forth from the center of mass, are placed in a top view along the axis of symmetry so that the the mouth-wings are fixed between the ZKK, and their counterweights are in front of the rear edge of the MPC, and after landing on the ground to ensure the necessary travel modes, the transmission system transfers the corresponding SU power from 0% to 50% to the rear drive wheels of the four-wheel chassis mentioned the front pair of steered steering wheels for ground movement after appropriate folding of the end parts of the stabilizer with the fixed wing blades, respectively, in the configuration a car that contains appropriate cabins in the left and right fuselages, having both separate controls for ground movement and take-off, flight and landing, as well as a tandem arrangement of energy-absorbing seats, designed respectively for a driver with two passengers and for a pilot with two passengers, but it also has two corresponding doors on both sides and on the outer sides of the fuselage, the passenger of which are sliding.

Кроме того, упомянутые соосные однолопастные НВ с профилированными противовесами имеют радиус (r_пп), определяемый из соотношения: r_пп=0,3⋅R_HB, м (где R_HB- радиус НВ), при этом каждый профилированный противовес, выполненный с обратным в плане сужением, имеет корневую и концевую хорды соответственно равновеликую и в 1,2 раза больше корневой хорды несущего винта, имеющего в свою очередь концевую хорду лопасти-крыла в 1,2 раза меньше его корневой хорды, снабжен законцовкой, имеющей внешнюю дугообразную и зеркально расположенную внутреннюю линии, образующие эллипсовидную в плане форму с большей ее осью, сопрягаемой с соответствующими кромками профилированного противовеса, образуя удобообтекаемую его форму, причем МСК, выполненное с возможностью вертикального совместного его перемещения с пилоном и однолопастными НВ вверх/вниз соответственно для полетной/походной конфигурации, снабжен в корневых частях двумя парами вертикальных направляющих, левым и правым синхронизированными винтовыми домкратами с электромеханическим приводом, при этом упомянутый наклонно-продольный соединительный вал, связывающий выходной вал главного редуктора с входным валом редуктора соосных однолопастных НВ выполнен в виде карданного телескопического вала с двумя карданными шарнирами.In addition, the aforementioned coaxial single-blade HBs with profiled counterweights have a radius (r _pp ), determined from the relation: r _pp = 0.3⋅R _HB , m (where R _HB is the radius of the HB), with each profiled counterweight made with the opposite in terms of narrowing, it has the root and end chords, respectively, equal and 1.2 times larger than the root chord of the rotor, which in turn has the end chord of the wing-blade 1.2 times less than its root chord, is equipped with a tip having an external arcuate and mirror located inner line about forming an elliptical shape in plan with its larger axis, mating with the corresponding edges of the profiled counterweight, forming its streamlined shape, and the MSC made with the possibility of its vertical vertical movement together with the pylon and single-blade up / down for the flight / hike configuration is provided in the root parts with two pairs of vertical rails, left and right synchronized screw jacks with an electromechanical drive, while the said inclined longitudinal connection itelny shaft connecting the output shaft of the main transmission gearbox with an input shaft of the reducer coaxial HB single blade is designed as a telescopic cardan shaft with two universal joints.

Кроме того, упомянутые соосные нижний и верхний однолопастные НВ, выполненные с системой обтекателей, включающей как обтекатели втулок, каждый из которых имеет верхний и нижний выпуклые профили, имеющие эллиптическую конфигурацию, так и обтекатель колонки соосных валов, размещенный между соответствующими обтекателями втулок и уменьшающий общее сопротивление и разнос между лопастью нижнего и верхнего однолопастных винтов не менее 14% от их радиуса, при этом обтекатель колонки валов, имеющий при виде сверху каплевидную форму и систему предотвращения неуправляемого вращения обтекателя вала вокруг оси вращения, смонтирован так, что имеет верхний и нижний щелевые зазоры, выполненные зеркально эллиптическим поверхностям соответствующих обтекателей втулок соосных НВ, причем обтекатель колонки соосных НВ, облегчающий обтекание, уменьшающий разделение потока и сопротивление, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности так, что каждый центральный, установленный по ее середине и ближе к задней его кромке, имеющей обратную стреловидность, а верхний и нижний аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального.In addition, the aforementioned coaxial lower and upper single-blade HB made with a fairing system, including both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and a fairing of the column of coaxial shafts located between the respective fairings of the bushings and reducing the total the resistance and spacing between the blade of the lower and upper single-blade propellers is at least 14% of their radius, while the fairing of the shaft column, having a teardrop shape and a system of to prevent uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation, it is mounted so that it has upper and lower slotted gaps made specularly to the elliptical surfaces of the respective cowl fairings of the bushings of the coaxial HB, and the cowl fairing of the coaxial HB columns, which facilitates the flow around, reduces the flow separation and resistance, is provided with horizontal side view equal-sized aerodynamic ridges parallel to each other mounted three on each of its back lateral vertical surfaces so that each central Formation of it and closer to the middle of its rear edge, having a reverse sweep, and upper and lower aerodynamic ridges in turn installed farther away and thus equidistant from the center.

Кроме того, он выполнен с упомянутыми левым и правым местами экипажа соответственно для пилота и для водителя, при этом на упомянутом каждом несущем фюзеляже спереди на верхней части его носка перед стеклом кабины имеется по меньшей мере три равновеликих аэродинамических гребня, параллельно смонтированных, улучшая его обтекание, так чтобы центральный размещался по продольной оси ближе к лобовому стеклу, а левый и правый аэродинамические гребни в свою очередь установлены дальше от нее и при этом равноудалены от центрального.In addition, it is made with the aforementioned left and right crew seats, respectively, for the pilot and for the driver, while at the same time each of the carrier fuselage in front of the upper part of its nose in front of the cockpit glass has at least three equal aerodynamic ridges mounted in parallel, improving its flow around so that the central one is located along the longitudinal axis closer to the windshield, and the left and right aerodynamic ridges, in turn, are installed further from it and at the same time are equidistant from the central one.

Кроме того, упомянутые РПД имеют в системе трансмиссии возможность как передачи мощности через коробку передач на привод упомянутых управляемых поворотных передних колес четырехопорного колесного шасси, используемого для наземного его передвижения после соответствующей трансформации в конфигурации гибридного автомобиля, так и сочетаться с семидиапазонной трансмиссией: пять передач предназначены для езды и вращения генератора (четыре передние и одна задняя), шестая передает крутящий момент на привод НВ и толкающих винтов при выполнении ВВП и зависания, а седьмая ступень одновременно вращает толкающие винты и приводные передние колеса для выполнения укороченного взлета, а после взлета и отключения трансмиссии от привода колес, затем вращает и генератор после его подключения к ней при скоростном горизонтальном полете в самолетной конфигурации.In addition, the mentioned RPDs have the ability in the transmission system to transfer power through the gearbox to the drive of the aforementioned controlled swivel front wheels of the four-wheeled chassis, used for ground movement after the corresponding transformation in the configuration of a hybrid car, and be combined with a seven-band transmission: five gears are designed for driving and rotating the generator (four front and one rear), the sixth transmits torque to the HB drive and pushing screws when performing GDP and hovering, and the seventh step simultaneously rotates the pushing screws and front-wheel drive to perform a short take-off, and after taking off and disconnecting the transmission from the wheel drive, it also rotates the generator after it is connected to it during high-speed horizontal flight in an airplane configuration.

Кроме того, при выполнении ВВП для повышения безопасности на торцах законцовок, упомянутых МПК и внешних бортах по оси каждого ЗКК имеются сигнальные огни и датчики сближения, предупреждающие звуковой сиреной о недопустимом приближении с посторонними объектами, при этом автономные системы управления, включающие автопилот для осуществления самостоятельного взлета после выбора и подтверждения маршрута и систему экстренной автоматической посадки, которая включится в том случае, если пилот не будет реагировать на запросы бортового компьютера, но и следящие системы, которые идентифицируют появившиеся на пути перелета препятствия и дадут команду на их автоматический облет, а затем обеспечат мягкую посадку в заданной точке.In addition, when fulfilling the GDP in order to increase safety, the ends of the endings, the said IPC and the outer sides along the axis of each ZKK have signal lights and proximity sensors warning the sound siren of an unacceptable approach with foreign objects, while autonomous control systems including an autopilot for independent takeoff after selecting and confirming the route and the emergency automatic landing system, which will turn on if the pilot does not respond to requests from the onboard computer Uter, but also tracking systems that identify obstacles that appeared on the flight path and give a command to automatically fly around them, and then provide a soft landing at a given point.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих освоить аэромобиль вертикального взлета (АМВВ), выполненный по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными крыльями, каждое из которых малого удлинения низко- и средне расположенные межфюзеляжные переднее и заднее крылья соответственно (МПК и МЗК) и высокорасположенное между двумя последними - межфюзеляжное среднее крыло (МСК) и концепции крупномерных несущих фюзеляжей прямоугольного сечения с закругленными углами, имеющих аэродинамический профиль крыла с относительной их толщиной, обеспечивающей возможность в каждом фюзеляже размещения кабины, пассажирского салона и двигательного отсека соответственно в передней, центральной и задней его частях, но и расположения в упомянутых двухвинтовых соосно-симметричной несущей системе (ССНС) и движительно-рулевой системе (ДРС) соответственно по оси симметрии и по обе стороны от нее в центральной и кормовой частях на пилоне в изломе поперечного V МСК и на концах несущих фюзеляжей, включающих над центром масс два с противоположным вращением однолопастных несущих винта (НВ), обеспечивающих только ВВП и КВП, и толкающие винты в задних кольцевых каналах (ЗКК), интегрированных с задними кромками несущих фюзеляжей и МЗК как для продольно-поперечного управления и создания управляющих моментов при выполнении ВВП и зависания, так и маршевой тяги при скоростном горизонтальном полете, и зафиксированных лопастях-крыльях однолопастных НВ, размещенных на профилированном пилоне, и снабжен возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнении технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ССНС-Х2 и ДРС-Х2 в соответствующий скоростной винтокрыл или самолет с маршевой ДРС-Х2 соответственно с однолопастными НВ, работающими на режимах, близких к их авторотации, или при зафиксированных лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ, левые и правые лопасти которых остановлены и зафиксированы перпендикулярно к плоскости симметрии и вынесены от последней наружу так, что их передние кромки размещены перпендикулярно к потоку, увеличивая площадь тандемных крыльев и несущую их способность совместно с несущими фюзеляжами, но и образуя с ними схему свободно несущего продольного триплана-тандема, используемого только для скоростного горизонтального полета, или после вертикальной посадки на землю и при остановке лопастей-крыльев его НВ и соответствующем их фиксировании вдоль оси симметрии - передвижения по земле, так и обратно, при этом нижний и верхний однолопастные НВ, закрепленные на соответствующих выходных валах главного редуктора, верхний полый из которых снабжен полой неподвижной опорой, установленной соосно внутри последнего, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу главного редуктора, а верхним сцентрирована относительно его верхнего вала при помощи подшипникового узла так, что выступающая из вала верхняя часть опоры закреплена совместно с верхним каплевидным обтекателем, имеющим в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энергопоглощающими стойками колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе, причем однолопастные НВ выполнены без управления циклического изменения их шага и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов, но и создания от однолопастных НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между винтами в разнесенной паре по высоте НВ, например при виде сверху верхний и нижний однолопастные НВ вращаются соответственно по часовой и против часовой стрелки так, что соответствующие наступающие их лопасти проходили над левым и правым бортами фюзеляжей от кормовой к носовой их частям и, как следствие, обеспечивают устранение гироскопического эффекта, гармоничное сочетание продольно-поперечного управления при выполнении ВВП и зависания и создание более плавного обтекания воздушным потоком несущих фюзеляжей, при этом МПК, стреловидное МЗК и трапециевидное МСК имеют разновеликие площади, которые составляют соответственно 27%, 29% и 44% от общей площади трех тандемных межфюзеляжных крыльев, причем передняя серповидная в плане кромка ПМК, вынесенная вперед за соответствующие части несущих фюзеляжей, образует передний бампер, при этом полностью синхронно-сбалансированная ССНС-Х2, работающая совместно с тремя тандемными крыльями и толкающими винтами ДРС-Х2 в левом и правом ЗКК, смонтированных по продольным осям соответствующих фюзеляжей, обдувают воздушным потоком верхние и нижние поверхности несущих фюзеляжей и создают возможность повышения несущей их способности и, особенно, когда продольная ось каждого ЗКК при виде сбоку размещена либо выше, либо по продольной линии, проходящей соответственно над вертикальным центром масс, либо по его центру и, следовательно, уменьшает возможность возникновения кабрирующего момента, причем толкающие флюгерно-реверсивные винты в ЗКК имеют как жесткое крепление лопастей, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации для осуществления аварийного режима посадки с авторотирующими НВ в случае отказа двигателей СУ, но и возможность создания ими маршевой тяги при горизонтальном скоростном полете, а также прямой и обратной горизонтальной тяги ДРС-Х2 при выполнении ВВП и зависания для поступательного соответствующего перемещения вдоль продольной его оси и выполнения интенсивной обдувки после предварительного синфазного и дифференциального отклонения двух верхних с двумя нижними и двух левых с двумя правыми развитыми элевонами ЗКК, изменяющими соответственно продольную и поперечную балансировку при выполнении ВВП и зависания или горизонтального полета и установленными на выходе каждого ЗКК снизу и сверху на величину половины радиуса толкающего винта от центра ЗКК, внешние концы которых отогнуты к его центру и имеют развитые отгибы со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение элевонов вверх-вниз на углы атаки ±15°, при этом система трансмиссии обеспечивает передачу мощности от двух, например, роторно-поршневых двигателей (РПД), имеющих передний вывод вала для отбора взлетной их мощности, смонтированы в задней части соответствующих фюзеляжей и связаны посредством муфт сцепления с Г-образными в плане угловыми редукторами, образующими левую и правую синхронизирующие системы, передающие крутящий момент от РПД к главному многоуровневому кормовому крестообразному в плане редуктору, выходные продольные валы которого связаны посредством трех муфт сцепления как нижней из них с входным валом ведущего моста задних колес шасси, размещенного с осью последних в профилированных обтекателях, так и верхней или средней из них соответственно с передним наклонно-продольным входным валом соосного редуктора однолопастных НВ, смонтированного в изломах поперечного V в центроплане МСК, или с задним входным валом Т-образного в плане промежуточного редуктора толкающих винтов ДРС-Х2, причем при выполнении ВВП и зависания главным редуктором обеспечивается плавное перераспределение располагаемой взлетной мощности СУ к ССНС-Х2 и ДРС-Х2 соответственно 90% и 10% и реализуются вертолетные режимы полета при удельной нагрузке на мощность СУ, равной ρ_N=3,0 кг/л.с., а на самолетных режимах полета при зафиксированных соответствующим образом лопастях-крыльях верхнего и нижнего однолопастных НВ главным редуктором перераспределяется 80% от взлетной мощности СУ системой трансмиссии только на толкающие винты в ЗКК, но и обратно, причем на земле в походной его конфигурации однолопастные винты в ССНС-Х2 после их остановки и фиксации с углом установки каждой лопасти ϕ=0° так, что верхняя с нижней лопастями-крыльями и их противовесы направлены в противоположные стороны соответственно назад и вперед от центра масс, размещены при виде сверху по оси симметрии так, что сами лопасти-крылья зафиксированы между ЗКК, а их противовесы - перед задней кромкой МПК, при этом после выполнения посадки на землю для обеспечения необходимых режимов поездки системой трансмиссии передается соответствующая от 0% до 50% мощность СУ на задние приводные колеса упомянутого четырехопорного колесного шасси, имеющего переднюю пару управляемых поворотных колес для наземного его передвижения после соответствующего складывания концевых частей стабилизатора при зафиксированных лопастях-крыльях соответствующим образом в конфигурацию автомобиля, который содержит в левом и правом фюзеляжах соответствующие кабины, имеющие как раздельные органы управления для передвижения по земле и выполнения взлета, полета и посадки, так и тандемное расположение энергопоглощающих кресел, предназначенных соответственно для водителя с двумя пассажирами и для пилота с двумя пассажирами, но и имеет с обеих сторон и по внешним бортам фюзеляжей по две соответствующие двери, пассажирские из которых сдвижные. Все это позволит в АМВВ и при переходных маневрах повысить продольно-поперечную управляемость, а размещение СУ с РПД в задней части фюзеляжей обеспечит упрощение системы трансмиссии. Это позволит также повысить безопасность полетов и использовать РПД меньших габаритов в их поперечнике, что уменьшит как мидель несущих фюзеляжей, так и их аэродинамическое сопротивление. Применение однолопастных соосных НВ позволит достичь более высокую аэродинамическую эффективность, несмотря на вредное сопротивление профилированного балансировочного удобообтекаемого противовеса. Для предотвращения нежелательных вибраций однолопастной жесткий НВ работает с большой окружной скоростью. Поэтому основной режим работы однолопастного НВ - это вертикальные перемещения АМВВ. В случае появления косого обдува тяга винта изменяется циклически. Поэтому жесткое крепление лопасти улучшает управляемость, особенно соосных однолопастных НВ. В синхронизированных соосных однолопастных НВ моменты М_крен и М_прод от верхнего и нижнего однолопастных НВ при передаче на фюзеляж через МСК взаимно уничтожаются. Поэтому коэффициент аэродинамической выгодности однолопастных НВ в симметричной двухвинтовой соосной схеме будет в 1,26-1,28 выше, чем у вертолетного двух- или трехлопастного одного НВ. Что позволит уменьшить вес планера, повысить весовую отдачу и улучшить на 31-33% топливную эффективность в сравнении с гибридным аэромобилем "AVX Aircar". Более того, все это позволит также в сравнении с традиционными крыльями самолета, имеющими предкрылки и закрылки, повысить маневренность на малых скоростях полета и при переходных маневрах, но и снизить скорость сваливания и взлетную за счет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициента поднятия схемы триплан-тандем, имеющей совместно с лопастями-крыльями в производстве подъемной силы при взлетно-посадочных режимах полета АМВВ и опционально-управляемых беспилотных АМВВ.Due to the presence of these features, allowing to master the vertical take-off aircraft (AMVV), made according to the double fuselage scheme and with three tandem wings, each of which has low elongation, low and medium located interfuselage front and rear wings, respectively (MPK and MZK) and highly located between two the latter - the interfuselage middle wing (MSC) and the concept of large-sized bearing fuselages of rectangular section with rounded corners, having an aerodynamic profile of the wing with their relative thickness, providing which makes it possible in each fuselage to place the cabin, passenger compartment and engine compartment, respectively, in its front, central and rear parts, but also to be located in the mentioned twin-screw coaxially-symmetric bearing system (SSNS) and propulsion-steering system (DLS), respectively, along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and aft parts on the pylon in the fracture of the transverse V MSC and at the ends of the bearing fuselages, including two with the opposite rotation of the single-blade rotor (HB) above the center of mass, ensure only GDP and KVP, and pushing screws in the rear annular channels (ZKK), integrated with the rear edges of the bearing fuselages and MZK both for longitudinal-transverse control and creating control moments when performing GDP and hovering, and marching thrust during high-speed horizontal flight, and fixed blades-wings of single-bladed HB located on a profiled pylon, and is equipped with the ability to convert its flight configuration after performing the KVP or GDP technology from a rotorcraft or helicopter with SSNS-X2 and DRS-X2 in the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching DRS-X2, respectively, with single-blade NV working in regimes close to their autorotation, or with fixed wing blades of the upper and lower single-blade NV, whose left and right blades are stopped and fixed perpendicular to the plane of symmetry and moved out from the latter to the outside so that their leading edges are perpendicular to the flow, increasing the area of the tandem wings and carrying their ability together with the bearing fuselages, but also forming with them mu of a freely carrying longitudinal tandem triplane, used only for high-speed horizontal flight, or after vertical landing on the ground and when the wing blades of its HB stop and their corresponding fixation along the axis of symmetry - movement along the ground, and vice versa, with lower and upper one-bladed HB mounted on the corresponding output shafts of the main gearbox, the upper hollow of which is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the latter, which is rigidly fixed to its lower end m to the main gear housing, and the upper one is centered relative to its upper shaft by means of a bearing assembly so that the upper part of the support protruding from the shaft is fixed together with the upper teardrop-shaped fairing having a container with exhaust and main parachutes in the upper automatically opening part, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which provides, while protecting against shock load together with the energy-absorbing struts of the wheeled chassis, an allowable reduction in the reduction speed to 7 m / s, which there is a landing during an emergency landing on a parachute rescue system, with single-blade NVs made without cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights, but also of creating full compensation of reactive torques from single-blade NVs in the opposite direction of rotation between the screws in the spaced pair along the height of the HB, for example, when viewed from above, the upper and lower single-blade HB rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that the corresponding the blades that walked them passed over the left and right sides of the fuselage from the stern to the bow of their parts and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of longitudinal-transverse control when performing GDP and hovering and creating a smoother air flow around the supporting fuselages, while the MPC , swept MZK and trapezoidal MSCs have different sizes, which make up 27%, 29% and 44% of the total area of the three tandem interfusel wings, respectively, with the anterior crescent it is not the edge of the PMK that is pulled forward behind the corresponding parts of the supporting fuselages, forms the front bumper, while the fully synchronously balanced SSNS-X2, working in conjunction with three tandem wings and thrust screws DRS-X2 in the left and right ZKK mounted on the longitudinal axes of the corresponding fuselages , blast the upper and lower surfaces of the bearing fuselages with an air stream and create the possibility of increasing their bearing ability and, especially, when the longitudinal axis of each ZKK, when viewed from the side, is either higher or a solid line running respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a cabriole moment, and the pushing vane-reversing screws in the ZKK have both rigid fastening of the blades and the possibility of changing their total pitch and installing their blades in vane position after stopping and fixing for emergency landing with autorotating HB in case of SU engine failure, but also the possibility of creating marching thrust at horizontal speed th flight, as well as direct and reverse horizontal thrust of DRS-X2 when performing GDP and hovering for corresponding translational movement along its longitudinal axis and performing intensive blowing after preliminary in-phase and differential deviation of the two upper with two lower and two left with two right developed elevators ZKK , changing respectively the longitudinal and transverse balancing when performing GDP and hovering or horizontal flight and installed at the output of each ZKK bottom and top by half of the radius of the pushing screw from the center of the ZKK, the outer ends of which are bent to its center and have developed bends with a sweep along the leading edge, which ensures the elevons to deviate up and down at angles of attack of ± 15 °, while the transmission system provides power transmission from two, for example, rotary piston engines (RPD), having a front shaft output for taking off their power, are mounted in the rear of the corresponding fuselages and are connected by means of clutches with L-shaped angular gears in plan view, forming left and right synchronizing systems transmitting torque from the RPD to the main multi-level aft cross-shaped gearbox in plan view, the output longitudinal shafts of which are connected by means of three clutches as the lower of them to the input shaft of the drive axle of the rear wheels of the chassis located with the axis of the latter in profiled fairings , and the upper or middle of them, respectively, with the front inclined-longitudinal input shaft of the coaxial gearbox of single-blade HB mounted in kinks of the transverse V in the center section M SK, or with a rear input shaft of a T-shaped in terms of an intermediate gearbox of pushing screws ДРС-Х2, moreover, when fulfilling GDP and freezing by the main gearbox, a smooth redistribution of the available take-off power of the control system to SSNS-Х2 and ДРС-Х2, respectively, is 90% and 10% and helicopter flight modes are realized at a specific load on the SU power equal to ρ _N = 3.0 kg / hp, and 80% is redistributed on the airplane flight modes with the wings-wings of the upper and lower single-blade HBs appropriately fixed from the take-off power of the SU by the transmission system only to the pushing screws in the CCZ, but also vice versa, moreover, on the ground in its marching configuration, the single-blade propellers in the SSNS-X2 after stopping and fixing with the angle of each blade ϕ = 0 ° so that the upper with the lower with the wing blades and their counterweights directed opposite and opposite to the center of mass, respectively, placed in a top view along the axis of symmetry so that the wing blades themselves are fixed between the ZKK, and their counterweights are in front of the trailing edge of the IPC, after which precipitation to the ground to ensure the necessary travel modes, the transmission system transfers the corresponding SU power from 0% to 50% to the rear drive wheels of the four-wheel chassis mentioned above, having a front pair of steered steering wheels for ground movement after corresponding folding of the stabilizer end parts with fixed wing blades accordingly, in the configuration of the car, which contains the corresponding cabs in the left and right fuselages, having as separate We have controls for traveling on the ground and performing take-off, flight and landing, as well as the tandem arrangement of energy-absorbing seats, designed respectively for a driver with two passengers and for a pilot with two passengers, but also has two corresponding doors on both sides and on the outer sides of the fuselage Passenger of which are movable. All this will allow the AMVV and during transitional maneuvers to increase the longitudinal-transverse controllability, and the placement of the SU with RPD in the rear of the fuselage will simplify the transmission system. This will also improve flight safety and use smaller RPDs across them, which will reduce both the midship of the supporting fuselages and their aerodynamic drag. The use of single-blade coaxial HB will allow to achieve higher aerodynamic efficiency, despite the harmful resistance of a profiled balancing, streamlined counterweight. To prevent unwanted vibrations, the single-blade rigid HB works at a high peripheral speed. Therefore, the main mode of operation of a single-blade HB is the vertical movements of the AMVV. In the case of oblique blowing, the thrust of the screw changes cyclically. Therefore, a rigid blade attachment improves controllability, especially of coaxial single-blade HB. In synchronized coaxial single-blade HB, the moments M _roll and M _prod from the upper and lower single-blade HB when they are transferred to the fuselage through the MSC are mutually destroyed. Therefore, the aerodynamic coefficient of single-bladed aircraft in a symmetrical twin-screw coaxial design will be 1.26-1.28 higher than that of a helicopter two- or three-blade single aircraft. This will reduce the weight of the airframe, increase weight return and improve fuel efficiency by 31-33% compared to the hybrid aircraft "AVX Aircar". Moreover, all this will also allow, in comparison with traditional airplane wings with slats and flaps, to increase maneuverability at low flight speeds and during transitional maneuvers, but also to reduce stall speed and take-off due to an increase of 1.15-1.2 times the coefficient raising the triple-tandem scheme, which together with the wing-blades in the production of lift during take-off and landing flight modes of the AMVV and optionally controlled unmanned AMVVs.

Предлагаемое изобретение предпочтительного шестиместного АМВВ, выполненного по схеме с тремя тандемными крыльями и концепции ССНС-Х2 с ДРС-Х2, представлено на фиг. 1 с двумя ЗКК и элевонами на общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в) с вариантами его использования:The present invention of the preferred six-seater AMBV, made according to the scheme with three tandem wings and the concept of CCCH-X2 with DRS-X2, is presented in FIG. 1 with two ZKK and elevons in general views from the side, top and front, respectively a), b) and c) with options for its use:

а) в полетной конфигурации вертолета с соосными НВ и толкающими винтами в ЗКК при работающих однолопастных НВ, лопасти которых синхронно повернуты на 270° от 0°, когда они размещены перпендикулярно оси симметрии и их передние кромки также симметрично расположены перпендикулярно потоку;a) in the flight configuration of a helicopter with coaxial HB and thrusting propellers in the CCZ with single-bladed HB operating, the blades of which are synchronously rotated 270 ° from 0 ° when they are placed perpendicular to the axis of symmetry and their leading edges are also symmetrically located perpendicular to the flow;

б) в полетной конфигурации самолета схемы триплан-тандем, имеющей МПК, МЗК и МСК совместно с зафиксированными лопастями-крыльями, размещенными перпендикулярно оси симметрии и маршевой тягой от толкающих винтов в двух ЗКК;b) in the flight configuration of an airplane with a triple-tandem scheme having an MPC, MZK and MSC together with fixed wing blades placed perpendicular to the axis of symmetry and marching thrust from the pushing screws in two ZKK;

в) в конфигурации автомобиля с опущенным вниз в межфюзеляжное пространство МСК и его пилоном с НВ и их зафиксированными лопастями-крыльями, размещенными назад между двух ЗКК, а их противовесам - вперед к задней кромке МПК.c) in the configuration of a car with the MSC lowered down into the fuselage space and its pylon with HB and their fixed wing blades placed back between the two ZKK, and their counterweights - forward to the rear edge of the IPC.

Преобразуемый АМВВ, выполненный по схеме двойного фюзеляжа и с тремя тандемными малого удлинения крыльями и представленный на фиг. 1, содержит левый 1 и правый 2 фюзеляжи, которые конструктивно объединены низко- и среднерасположенными крыльями соответственно МПК 3 и МЗК 4, но и между ними МСК 5. Трапециевидное МСК 5, выполненное с возможностью вертикального совместного его перемещения с пилоном 6 и однолопастными соосными верхним 7 и нижним 8 НВ вверх/вниз, снабжено в корневых частях двумя парами вертикальных направляющих 9, левым 10 и правым 11 синхронизированными винтовыми домкратами. На МЗК 4 по продольным осям фюзеляжей 1-2 установлены толкающие винты левый 12 и правый 13 в двух ЗКК 14, интегрированных с задними кромками несущих фюзеляжей 1-2 и МЗК 4. Для повышения безопасности на торцах законцовок МПК 3 и внешних бортах по оси каждого ЗКК 14 имеются сигнальные огни 15 и датчики сближения 16 (см. фиг. 1б). На выходе каждого ЗКК 14 имеются две пары элевонов: левая - это верхний 17 с нижним 18, и правая пара - это верхний 19 с нижним 20, снабженные развитыми отгибами со стреловидностью по передней кромке, обеспечивающей отклонение элевонов 17-18 и 19-20 вверх-вниз на углы атаки ±15°. На каждом несущем фюзеляже 1-2 спереди на верхней части его носка перед стеклом кабины имеется три равновеликих аэродинамических гребня 21, параллельно смонтированных, улучшая его обтекание. Нижний 8 и верхний 7 НВ, снабженные противовесами 22, имеют обтекатели втулок 23 и 24 обтекатель колонки 25 соосных валов, снабжен при виде сбоку горизонтальными аэродинамическими равновеликими гребнями 26, параллельно смонтированными по три с каждой задней боковой его вертикальной поверхности. Во время аварийной посадки при выполнении ВВП и отказе двигателей СУ его однолопастные 7-8 НВ работают на режиме авторотации, разгружают тандемные крылья 3-5, а во время горизонтального полета и отказе его двух РПД лопасти толкающих винтов 12-13 флюгируются для предотвращения авторотации с одновременным автоматическим раскрыванием отсека на верхней части каплевидного обтекателя 27 и контейнера с вытяжным и основным парашютами, обеспечивающими допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с (не показано). Однолопастные НВ 7-8 ССНС-Х2 выполнены без автоматов перекоса и с жестким креплением их лопастей и профилированных противовесов 22, но и возможностью создания от НВ полной компенсации реактивных крутящих моментов при противоположном направлении вращения между НВ в соосной группе верхнего 7 и нижнего 8, например, при виде сверху вращающиеся по часовой и против часовой стрелки соответственно (см. фиг. 1б). Двухдвигательная СУ имеет в задних отсеках 28 фюзеляжей 1-2 РПД, выполненные для отбора их взлетной мощности с передним выводом вала. Каждый из РПД, образуя с соответствующими соединительными валами и главным редуктором синхронизирующую систему, снабжен муфтой сцепления (не показаны). Передача взлетной мощности от двух РПД к ССНС-Х2 и ДРС-Х2 обеспечивается трансмиссией, имеющей: главный крестообразный в плане редуктор (не показаны) с карданным телескопическим продольно-наклонным валом 29 для соосных 7-8 НВ и продольными левым и правым валами для толкающих соответствующих винтов 12 и 13 в ЗКК 14 на МЗК 4 (см фиг.1б-в) и нижним валом ведущего моста 30, обеспечивающего привод задних колес 31 четырехопорного колесного шасси, имеющего переднюю пару управляемых поворотных колес 32 для наземного его передвижения с зафиксированными лопастями-крыльями соосных 7-8 НВ и опущенными в межфюзеляжное пространство вниз совместно с МСК 5 (см фиг. 1в) в конфигурации автомобиля с габаритными, поворотными огнями и фарами (не показано). Для размещения целевой нагрузки в фюзеляжах 1-2 предусмотрены две закрытые, например, трехместные кабины с расположением кресел в каждом из них тандемом. Планер и пассажирские кабины выполнены из композитных материалов и углеродного волокна, каркас и несущие элементы фюзеляжа - из сплавов на основе алюминия.Convertible AMBV, made according to the double fuselage scheme and with three tandem wings of small elongation and shown in FIG. 1, contains the left 1 and right 2 fuselages, which are structurally combined with low and mid-wing wings, respectively, MPK 3 and MZK 4, but also between them MSC 5. Trapezoid MSC 5, made with the possibility of its vertical joint movement with the pylon 6 and the single-blade coaxial upper 7 and lower 8 HB up / down, equipped in the root parts with two pairs of vertical guides 9, left 10 and right 11 synchronized screw jacks. On MZK 4 along the longitudinal axes of the fuselages 1-2 there are installed pushing screws left 12 and right 13 in two ZKK 14 integrated with the rear edges of the bearing fuselages 1-2 and MZK 4. To increase safety at the ends of the wingtips of the IPC 3 and the outer sides along the axis of each ZKK 14 there are signal lights 15 and proximity sensors 16 (see Fig. 1 b ). At the output of each ZKK 14, there are two pairs of elevons: the left one is the top 17 with the bottom 18, and the right pair is the top 19 with the bottom 20, equipped with developed limbs with sweep along the leading edge, which ensures the elevons 17-18 and 19-20 up -down on angles of attack ± 15 °. On each carrier fuselage 1-2 in front on the upper part of its nose in front of the glass of the cockpit there are three isometric aerodynamic ridges 21, parallel mounted, improving its flow. The lower 8 and upper 7 HB, equipped with counterweights 22, have fairings of the bushings 23 and 24, the fairing of the column 25 of the coaxial shafts, is equipped with horizontal aerodynamic equal ridges 26 when viewed from the side, three in parallel mounted on each of its rear lateral vertical surfaces. During an emergency landing during the implementation of GDP and the failure of the SU engines, its single-blade 7-8 HBs operate in autorotation mode, unload tandem wings 3-5, and during horizontal flight and the failure of its two RPDs, the blades of the pushing screws 12-13 are plowed to prevent autorotation from simultaneous automatic opening of the compartment on the upper part of the teardrop-shaped fairing 27 and the container with the exhaust and main parachutes, providing an acceptable reduction in the rate of decline to 7 m / s (not shown). Single-bladed HB 7-8 SSNS-X2 are made without swash plates and with rigid fastening of their blades and profiled counterweights 22, but also with the possibility of creating from the HB full compensation of reactive torques for the opposite direction of rotation between the HB in the coaxial group of upper 7 and lower 8, for example , when viewed from above, rotating clockwise and counterclockwise, respectively (see Fig. 1 b ). The twin-engine SU has 28 fuselages 1-2 RPDs in the rear compartments, made to select their take-off power with the front output of the shaft. Each of the RPDs, forming a synchronizing system with the corresponding connecting shafts and the main gearbox, is equipped with a clutch (not shown). Transfer of takeoff power from two RPMs to SSNS-X2 and DRS-X2 is provided by a transmission having: a main cross-shaped gearbox (not shown) with a telescopic universal joint longitudinally inclined shaft 29 for coaxial 7-8 HB and longitudinal left and right shafts for pushing the corresponding screws 12 and 13 in the ZKK 14 on the MZK 4 (see Fig. 1 b-c ) and the lower shaft of the drive axle 30, which drives the rear wheels 31 of the four-wheeled chassis, having a front pair of steered swivel wheels 32 for ground movement with fixed lopas with your wing-wings coaxial 7-8 HB and lowered down into the inter-fuselage space together with the MSC 5 (see Fig. 1 c ) in the configuration of a car with marker, turning lights and headlights (not shown). To accommodate the target load in the fuselages 1-2, there are two closed, for example, three-seater cabs with the arrangement of seats in each of them in tandem. The glider and passenger cabins are made of composite materials and carbon fiber, the frame and the supporting elements of the fuselage are made of aluminum-based alloys.

Управление АМВВ обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага соосной группы 7-8 НВ и отклонением элевонов 17-18 и 19-20 в ЗКК 14. При крейсерском полете подъемная сила создается тандемными крыльями 3-5 и зафиксированными лопастями-крыльями НВ 7-8, остановленными соответственно над фюзеляжами 1-2 и под обтекателем 27 ПСС (см. фиг. 1a), горизонтальная тяга - толкающими винтами 12-13 в ЗКК 14, на режиме висения только соосными НВ 7-8, на режиме перехода - крыльями 3-5 и с НВ 7-8. При переходе к вертикальному взлету-посадке (висению) МСК 5 совместно с НВ 7-8 на пилоне 6 перемещаются вверх (см. фиг. 1а). После создания подъемной тяги соосными 7-8 НВ обеспечиваются вертолетные режимы полета с использованием рулевой ДРС-Х2. Развитые элевоны 17-18 и 19-20 отклоняются от горизонтального положения вверх и вниз на углы ±15° при взлетных и посадочных режимах полета и при выполнении технологии КВП на самолетных режимах полета АМВВ. При висении на вертолетных режимах полета путевое управление АМВВ осуществляется дифференциальным изменением шага соосных верхнего 7 и нижнего 8 НВ. При выполнении ВВП и зависания продольное и поперечное управление осуществляется предварительным синфазным и дифференциальным отклонением элевонов двух верхних 17-19 с двумя нижними 18-20 и двух левых 17-18 и двух правых 19-20 в ЗКК 14 соответственно, обеспечивающими соответствующую балансировку при их обдувке толкающими винтами 12 и 13 в ДРС-Х2 с последующим соответствующим изменении их шага. После вертикального взлета и набора высоты и производится разгон в винтокрылой конфигурации. Затем для перехода на самолетный горизонтальный режим полета лопасти-крылья 7-8 однолопастных НВ синхронно останавливаются и фиксируются перпендикулярно плоскости симметрии (см. фиг. 1б), и производится скоростной полет в самолетной полетной конфигурации, при котором путевое управление обеспечивается различной по величине маршевой тягой толкающих винтов левым 12 и правым 13 в ЗКК 14. Продольное и поперечное управление осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением элевонов двух верхних 17-19 с двумя нижними 18-20 и двух левых 17-18 и двух правых 19-20 в ЗКК 14 соответственно.The AMVV control is provided by the general and differential change in the pitch of the coaxial group 7-8 HB and the deflection of the elevons 17-18 and 19-20 in the ZKK 14. During cruise flight, the lifting force is created by tandem wings 3-5 and fixed wing blades HB 7-8, stopped respectively, above the fuselages 1-2 and under the fairing 27 of the MSS (see Fig. 1 a ), horizontal thrust - with pushing screws 12-13 in ZKK 14, in the hovering mode only with coaxial HB 7-8, in the transition mode - with wings 3-5 and with HB 7-8. During the transition to vertical take-off and landing (hovering), MSCs 5 together with HB 7-8 on pylon 6 move upward (see Fig. 1 a ). After the creation of the lifting thrust, coaxial 7-8 HB provide helicopter flight modes using the steering DRS-X2. Developed elevons 17-18 and 19-20 deviate from a horizontal position up and down by angles of ± 15 ° during take-off and landing flight modes and when performing the airborne technology in AMVV airplane flight modes. When hovering in helicopter flight modes, the AMVV track control is carried out by differential change in the pitch of the coaxial upper 7 and lower 8 HB. When performing GDP and freezing, longitudinal and lateral control is carried out by preliminary in-phase and differential deviation of the elevons of the two upper 17-19 with two lower 18-20 and two left 17-18 and two right 19-20 in ZKK 14, respectively, providing appropriate balancing when they are blown pushing screws 12 and 13 in the DRS-X2 followed by a corresponding change in their pitch. After vertical takeoff and climb, acceleration is performed in the rotorcraft configuration. Then, in order to switch to an airplane horizontal flight mode, the wing-wings of 7-8 single-bladed HBs synchronously stop and are fixed perpendicular to the plane of symmetry (see Fig. 1 b ), and high-speed flight is performed in an airplane flight configuration, in which the directional control is provided with a different march thrust of pushing screws left 12 and right 13 in ZKK 14. Longitudinal and lateral control is carried out in-phase and differential deviation of the elevons of the two upper 17-19 with two lower 18-20 and two left 17-18 and two Right x 19-20 in the zone 14, respectively.

Таким образом, АМВВ с одновинтовой ДРС-Х2 и симметричной двухвинтовой ССНС-Х2 имеет толкающие винты в ЗКК и однолопастные соосные НВ, нижний и верхний из которых установлены над МСК и под обтекателем парашютной спасательной системы, и представляет собой гибридный аэромобиль ВВП, который изменяет свою полетную конфигурацию только благодаря фиксации симметричных поверхностей лопастей-крыльев соосных НВ относительно продольной оси. Кроме того, двухфюзеляжная схема с несущими фюзеляжами и размещение в задних их частях двух РПД упрощает систему трансмиссии и позволяет в межфюзеляжном пространстве разместить на МСК системы его опускания и поднятия с однолопастными НВ, что позволит уменьшить почти на 22-24% его походную высоту с обтекателем ПСС. Флюгерно-реверсивный толкающий винт в ЗКК, создающий горизонтальную и маршевую тягу, обеспечивает необходимые управляющие моменты при вертолетных и самолетных режимах полета, но и уменьшает дистанцию при посадке с пробегом. Аэродинамическая схема триплан-тандем с МПК, МСК и ЗСК, создавая за счет увеличения в 1,15-1,2 раза коэффициент поднятия такой схемы совместно с лопастями-крыльями в производстве подъемной силы, позволит наравне с высокой тяговооруженностью СУ реализовать возможность выполнения технологии ВВП и КВП. Кроме того, перед самолетом классической схемы продольный триплан-тандем обладает такими преимуществами, как предотвращение сваливания в штопор, меньшие потери на балансировку и, что особенно важно, возможность и простота управления балансировкой развитыми элевонами в двух ЗКК, особенно парирование поперечного момента, а также получения высоких несущих свойств при меньших размерах, а отсутствие механизации несущих поверхностей упрощает конструкцию. А аэродинамическая компоновка двойного фюзеляжа минимизирует негативное аэродинамическое сопротивление колес, возникающее во время полета. Причем так называемое МПК создает подъемную силу, благодаря которой задний горизонтальный стабилизатор МЗК превращается в еще одну несущую поверхность, особенно с двумя несущими фюзеляжами. Поскольку толкающие винты в ЗКК не создают дополнительные вихревые потоки, то несущие фюзеляжи поддерживают ламинарный поток на треть всей их длины, что увеличивает их подъемную силу. В результате, нагрузка на крылья-лопасти снижается, а при их вкладе в создании суммарной подъемной силы всего лишь на уровне около 25%, то за счет этого уменьшаются и их потребные размеры, но и снижается при этом аэродинамическое сопротивление и увеличивается скорость.Thus, the AMVV with a single-rotor DRS-X2 and a symmetric twin-screw SSNS-X2 has pushing screws in the ZKK and single-blade coaxial HB, the lower and upper of which are installed above the MSC and under the fairing of the parachute rescue system, and is a hybrid GDP aircraft that changes its flight configuration only due to the fixation of the symmetrical surfaces of the wing-blades of the coaxial HB relative to the longitudinal axis. In addition, the two-fuselage scheme with bearing fuselages and the placement of two RPDs in the rear parts simplifies the transmission system and allows the lowering and lifting systems with single-blade HBs to be placed on the MSC in the MF, which will reduce its marching height with a cowl by almost 22-24% PSS. The vane-reversing thrust propeller in the ZKK, creating horizontal and marching thrust, provides the necessary control torques for helicopter and airplane flight modes, but also reduces the distance when landing with mileage. The aerodynamic scheme of a triplane-tandem with MPC, MSC and MCC, creating, by increasing 1.15-1.2 times the coefficient of raising such a scheme together with wing blades in the production of lifting force, will allow, along with high thrust-weight ratio of SU, to realize the possibility of implementing the GDP technology and KVP. In addition, a longitudinal triple-tandem has advantages over a classic-style airplane such as preventing stalling, less balancing loss and, most importantly, the ability and ease of balancing the developed elevons in two ZKKs, especially parrying the transverse moment, as well as obtaining high bearing properties at smaller sizes, and the lack of mechanization of bearing surfaces simplifies the design. And the aerodynamic layout of the double fuselage minimizes the negative aerodynamic drag of the wheels that occurs during the flight. Moreover, the so-called MPC creates a lifting force, due to which the rear horizontal stabilizer of the MPC turns into another bearing surface, especially with two bearing fuselages. Since the pushing screws in the CCZ do not create additional vortex flows, the supporting fuselages support the laminar flow by a third of their entire length, which increases their lifting force. As a result, the load on the wing-blades decreases, and with their contribution to the creation of the total lifting force of only about 25%, this also reduces their required size, but also reduces the aerodynamic drag and increases the speed.

Однако, нет никаких сомнений в том, что на пути освоения АМВВ, используя вышеназванные преимущества, предстоит преодолеть еще немало трудностей и проблем. Это в первую очередь относится к решению проблем аэродинамической интерференции НВ и толкающего винта в ЗКК и возможности обеспечения устойчивости и управляемости на режимах ВВП при совместной работе в синхронно-сбалансированной ССНС-Х2 однолопастных НВ, которые весьма перспективны в качестве останавливаемых и не убираемых в полете винтов-крыльев, что исключит наличие узлов переворота лопастей (для организации симметричных поверхностей крыла относительно продольной оси) или весьма конструктивно сложных систем их складывания и уборки НВ. Несомненно, с течением времени широкое использование в СУ РПД позволит добиться снижения расхода топлива более чем на треть в сравнении с гибридным аэромобилем двухвинтовой соосной схемы компании "AVX Aircraft" (США), что немаловажно и, особенно, для спасательных АМВВ (см. табл. 1).However, there is no doubt that many difficulties and problems still have to be overcome on the way to developing AMVV using the above-mentioned advantages. This primarily relates to solving the problems of aerodynamic interference of HB and pusher propeller in the CCZ and the possibility of ensuring stability and controllability in the GDP regimes when working together in synchronously balanced SSNS-X2 of single-blade HBs, which are very promising as stopping and non-retractable propellers - wings, which eliminates the presence of nodes of the flip of the blades (for the organization of symmetrical surfaces of the wing relative to the longitudinal axis) or very structurally complex systems of their folding and cleaning HB. Undoubtedly, over time, the widespread use of RPD in the control system will allow to reduce fuel consumption by more than a third in comparison with the hybrid air vehicle of the twin-screw coaxial scheme of the AVX Aircraft company (USA), which is important and especially for rescue AMVVs (see table. one).

Claims

1. A vertical take-off aeromobile having a twin-screw coaxial circuit with main rotors and a power unit (SU) with engines that transmit torque through the transmission system to the main and traction screws in the annular channels, and a four-support fixed gear chassis with electric motor wheels for traveling along ground with folded screws, characterized in that it is made according to the scheme of the double fuselage and with three tandem wings, each of which has small elongation, low- and mid-positioned interfuselage front and rear the bottom wings, respectively (MPK and MZK) and the high located between the last two - the interfuselage middle wing (MSC), and the concepts of large-sized bearing fuselages of rectangular section with rounded corners, having an aerodynamic profile of the wing with their relative thickness, which provides the possibility of placing a passenger cabin in each fuselage the passenger compartment and the engine compartment, respectively, in the front, central and rear parts thereof, but also in the arrangement in the said twin-screw coaxially symmetric bearing system (CSCS) and two Vital steering system (DLS), respectively, along the axis of symmetry and on both sides of it in the central and aft parts on the pylon in the kink of the transverse V MSC and at the ends of the bearing fuselages, including two with the opposite rotation of the single-blade rotor (HB), providing only vertical and short take-off / landing (GDP and KVP), and pushing screws in the rear annular channels (ZKK), integrated with the rear edges of the supporting fuselages and MZK for both longitudinal and transverse control and creating control moments during production reduction of GDP and freezing, as well as marching thrust during high-speed horizontal flight and fixed wing-blades of single-bladed HB located on a profiled pylon, and is equipped with the ability to convert its flight configuration after performing KVP or GDP from a rotorcraft or helicopter with SSNS-X2 and DRS- X2 to the corresponding high-speed rotorcraft or aircraft with marching DRS-X2, respectively, with single-bladed HB operating in modes close to their autorotation, or with fixed wing-blades of the upper and lower one NV blades, the left and right blades of which are stopped and fixed perpendicular to the plane of symmetry and outward from the latter so that their leading edges are placed perpendicular to the flow, increasing the area of the tandem wings and their carrying capacity together with the bearing fuselages, but also forming a pattern with them free-bearing longitudinal triple-tandem, used only for high-speed horizontal flight, or after a vertical landing on the ground and when the wing blades of its HB stop and their corresponding fi coding along the axis of symmetry - movement on the ground, and vice versa, while the lower and upper one-blade HB mounted on the corresponding output shafts of the main gearbox, the upper hollow of which is equipped with a hollow fixed support mounted coaxially inside the latter, which is rigidly fixed with its lower end to the main gearbox housing, and the upper one is centered relative to its upper shaft by means of a bearing assembly so that the upper part of the support protruding from the shaft is fixed together with the upper tear-shaped streamline With an atelier having a container with an exhaust and main parachute in the upper automatically opening part, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which ensures, against shock loading together with energy-absorbing struts of the wheel chassis, an allowable reduction in the reduction speed to 7 m / s, which landing during an emergency landing on a parachute rescue system, with single-bladed NVs made without controlling the cyclic change of their pitch and with rigid fastening of their blades and profiled counter EU, but also the creation of full compensation of reactive torques from single-blade HBs in the opposite direction of rotation between the screws in a spaced pair along the height of the HB, for example, when viewed from above, the upper and lower one-blade HBs rotate clockwise and counterclockwise, respectively, so that their corresponding advancing blades passed over the left and right sides of the fuselage from the stern to the bow of their parts, and, as a result, ensure the elimination of the gyroscopic effect, a harmonious combination of longitudinal-transverse flank during GDP and freezing and creating a smoother airflow around the bearing fuselages, while the MPC, swept MZK and trapezoidal MSC have different sizes, which make up 27%, 29% and 44% of the total area of the three tandem interfusel wings, respectively, with the front the sickle-shaped edge of the PMK, extended forward for the corresponding parts of the supporting fuselages, forms the front bumper, while the fully synchronously-balanced SSNS-X2, working in conjunction with three tandem wings and push with their screws ДРС-Х2 in the left and right ЗКК mounted on the longitudinal axes of the corresponding fuselages, they blow air through the upper and lower surfaces of the bearing fuselages and create an opportunity to increase their bearing ability and, especially, when the longitudinal axis of each ЗКК is placed either above or above, either along a longitudinal line, passing respectively above the vertical center of mass, or along its center and, therefore, reduces the possibility of a converging moment, moreover, pushing vane-reversing screws in the CC they have both rigid fastening of the blades, and the ability to change their total pitch and set their blades in a vane position after stopping and fixing them for emergency landing with autorotating HB in the event of SU engine failure, but also the possibility of creating a marching thrust during horizontal high-speed flight , as well as direct and reverse horizontal thrust of DRS-X2 when performing GDP and freezing for corresponding translational movement along its longitudinal axis and performing intensive blowing after preliminary total in-phase and differential deviations of the two upper with two lower and two left with two right developed elevators of the ZKK, changing respectively the longitudinal and transverse balancing when performing GDP and hovering or horizontal flight and installed at the output of each ZKK from bottom to top by half the radius of the pushing screw from ZKK center, the outer ends of which are bent to its center and have developed limbs with sweep along the leading edge, providing the elevons to deviate up and down at angles of attack ± 15 °, while the transmission system provides power transmission from two, for example, rotary piston engines (RPD), which have a front output of the shaft for taking off their power, are mounted at the rear of the corresponding fuselages and are connected by means of clutch with L-shaped plan angular gears forming the left and right synchronizing systems that transmit torque from the RPD to the main multi-level aft cross-shaped gear in plan, the output longitudinal shafts of which are connected by three couplings clutch of both the lower one with the input shaft of the driving axle of the rear wheels of the chassis located with the axis of the latter in profiled fairings, and the upper or middle of them, respectively, with the front inclined-longitudinal input shaft of the coaxial gearbox of single-blade HB mounted in the kinks of the transverse V in the center section of the MSC , or with a rear input shaft of a T-shaped in terms of an intermediate gearbox of pushing screws ДРС-Х2, moreover, when GDP is fulfilled and the main gearbox hangs, a smooth redistribution of the available the flight capacity of the SU to SSNS-X2 and DRS-X2, respectively, 90% and 10%, and helicopter flight modes are realized at a specific load on the power of the SU equal to ρ _N = 3.0 kg / hp, and in aircraft flight modes with fixed Accordingly, the wing-blades of the upper and lower single-bladed main rotor gears redistribute 80% of the take-off power of the SU with the transmission system only to the pushing screws in the ZKK, but also vice versa, and on the ground in the marching configuration, the single-blade propellers in SSNS-X2 after they are stopped and fixed with installation angle each o blade ϕ = 0 ° so that the upper one with the lower wing blades and their counterweights are directed in opposite directions, respectively, back and forth from the center of mass, placed when viewed from above along the axis of symmetry so that the wing blades themselves are fixed between the ZKK, and their counterweights - in front of the trailing edge of the MPC, and after landing on the ground to ensure the necessary travel modes, the transmission system transfers the corresponding SU power from 0% to 50% to the rear drive wheels of the four-wheel chassis mentioned above, having an average pair of steered steering wheels for its ground movement after the end parts of the stabilizer are folded together with the fixed wing blades appropriately in the vehicle configuration, which contains the corresponding cabs in the left and right fuselages, which have separate controls for ground movement and take-off, flight and landing, and the tandem arrangement of energy-absorbing seats designed respectively for a driver with two passengers and for a pilot with two being able to passengers, it also has two corresponding doors on both sides and on the outer sides of the fuselage, the passenger of which are sliding.

2. The vertical take-off aircraft according to claim 1, characterized in that the said coaxial single-bladed HB with profiled counterweights have a radius (r _pp ) determined from the relation: r _pp = 0.3⋅R _nv , m (where R _nv is the radius of the HB ), while each profiled counterweight, made with the opposite in terms of narrowing, has the root and end chords respectively equal and 1.2 times the root chord of the rotor, which in turn has the end chord of the wing-blade 1.2 times less root chord, equipped with a tip having an external arch a sharp and mirrored inner line, forming an elliptical shape in plan with its larger axis, mating with the corresponding edges of the profiled counterweight, forming its streamlined shape, and MSC made with the possibility of its vertical joint movement with the pylon and single-blade up / down, respectively, for flight / traveling configuration, equipped in the root parts with two pairs of vertical guides, left and right synchronized screw jacks with electromechanical ivodom, wherein said pan-a longitudinal connecting shaft connecting the output shaft of the main transmission gearbox with an input shaft of the reducer coaxial HB single blade, is designed as a telescopic cardan shaft with two universal joints.

3. The vertical take-off aircraft according to claim 2, characterized in that the said coaxial lower and upper single-blade NV made with a fairing system, including both fairings of the bushings, each of which has an upper and lower convex profiles having an elliptical configuration, and a fairing of the column coaxial shafts located between the respective fairings of the bushings and reducing the total resistance and spacing between the blades of the lower and upper single-blade propellers at least 14% of their radius, while the fairing of the shaft column, having when viewed from above, the teardrop shape and the system for preventing uncontrolled rotation of the shaft fairing around the axis of rotation are mounted so that it has upper and lower slotted gaps made specularly to the elliptical surfaces of the corresponding cowling of the bushings of the coaxial HB, and the cowling of the column of coaxial HB, which facilitates the flow around, which reduces the separation of the flow and resistance, provided with a side view of horizontal aerodynamic isometric ridges, parallel mounted three of each of its rear lateral vert the vertical surface so that each central one, installed along its middle and closer to its rear edge, having a reverse sweep, and the upper and lower aerodynamic ridges, in turn, are installed further from it and at the same time are equidistant from the central one.

4. The vertical take-off aircraft according to claim 1, characterized in that it is made with the aforementioned left and right crew seats for the pilot and for the driver, respectively, while at least each front fuselage on the top of its nose in front of the cockpit glass has a nose three equal-sized aerodynamic ridges mounted in parallel, improving its flow around, so that the central one is located along the longitudinal axis closer to the windshield, and the left and right aerodynamic ridges, in turn, are installed further from it and while equidistant from the central one.

5. The vertical take-off aircraft according to claim 1, characterized in that the said RPDs have the ability in the transmission system to transmit power through the gearbox to the drive of the aforementioned controlled swivel front wheels of the four-wheeled chassis used for ground movement after corresponding transformation in the configuration of a hybrid car , and combined with a seven-band transmission: five gears are designed to drive and rotate the generator (four front and one rear), the sixth transmits torque the first moment on the drive of the HB and the pushing screws during the execution of GDP and hovering, and the seventh step simultaneously rotates the pushing screws and the drive front wheels to perform a short take-off, and after taking off and disconnecting the transmission from the wheel drive, then rotates the generator after connecting it to it when high-speed horizontal flight in an airplane configuration.

6. The aircraft vertical take-off according to any one of paragraphs. 1-5, characterized in that when performing the GDP to increase safety at the ends of the endings, the said IPC and the outer sides along the axis of each ZKK there are signal lights and proximity sensors warning the siren about an unacceptable approach with foreign objects, while autonomous control systems, including an autopilot for independent take-off after selecting and confirming a route and an emergency automatic landing system, which will turn on if the pilot does not respond to requests tovogo computer, but also tracking systems that identify emerging in the way the flight obstacle and give them a command to automatically circled, and then provide a soft landing at a given point.