RU2662339C2

RU2662339C2 - Rotor-craft

Info

Publication number: RU2662339C2
Application number: RU2016101614A
Authority: RU
Inventors: Евгений Петрович Юриков; Владимир Иванович Андреев
Original assignee: Евгений Петрович Юриков; Владимир Иванович Андреев
Priority date: 2016-01-19
Filing date: 2016-01-19
Publication date: 2018-07-25
Also published as: RU2016101614A3; RU2016101614A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly to rotorcraft. Rotorcraft contains fuselage, hybrid powerplant with controlled thrust vectors, concentrically located relative to the fuselage closed wing, with the fuel placed therein, fin, rotaplane main rotor, tail rotor, landing gear. Fin is equipped with controlled gas-dynamic and mechanical rudders. Tail rotors have retractable folding blades. Landing gear main wheels are retracted into the aerodynamic fairings. Main landing gear legs lower supports are located in the half-wings behind the wing in the center wing lower part, are the continuation of wing with enlarged bearing surface with aerodynamic opening fairings-endings on the half-wings for the main landing gear wheels retraction therein. Located above the wing fairing upper part performs the wing fences function, and located under the wing lower part is flaps for the landing gear retraction function.

EFFECT: enabling increase in the flight speed and range.

1 cl, 10 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники, и может быть использовано как многоцелевой летательный аппарат в гражданской и военной области.The invention relates to the field of aviation technology, and can be used as a multi-purpose aircraft in the civilian and military fields.

Известен винтокрыл «Ротодайн» (Энциклопедия «Техника». М.: Росмэн, 2006), выполненный по одновинтовой схеме с несущим вертолетным, автожирного типа авторотирующим несущим винтом, укороченным крылом, двумя тянущими воздушными винтами, сопряженных с двумя газотурбинными двигателями, от которых отбирается сжатый воздух для подачи, в воздушно реактивные двигатели, установленные на концах лопастей несущего винта и создающих крутящий момент, заставляющий лопасти несущего винта вращаться, с убирающимися в полете шасси, с хвостовым стабилизатором с двух килевым оперением, системой управления, включающей в себя вертолетные и самолетные органы управления. Несущий винт расположен сверху над центропланом и предназначен для создания необходимой величины подъемной и пропульсивной силы на вертолетных режимах полета с целью выполнения вертикальных взлетов-посадок, висения и перемещений вблизи земли на малых скоростях полета. Два газотурбинных двигателя размещаются под консолями крыла и сопряжены с тянущими воздушными винтами. Газодинамический привод включается перед взлетом, выключается на заданной скорости после взлета (несущий винт переходит в режим авторотации) и снова включается на этой скорости для выполнения посадки.The rotodine rotorcraft is known (Encyclopedia Tekhnika. M .: Rosman, 2006), made according to a single-rotor scheme with a helicopter rotor, autogyro type autorotating rotor, a shortened wing, two pulling propellers coupled to two gas turbine engines compressed air for supplying to jet engines installed at the ends of the rotor blades and creating a torque that causes the rotor blades to rotate, with landing gear retractable in flight, with a tail stabilizer m with two keel fins, the control system comprising a helicopter-airplane and controls. The main rotor is located above the center wing and is designed to create the necessary magnitude of lifting and propulsive force in helicopter flight modes in order to perform vertical takeoffs and landings, hovering and moving near the ground at low flight speeds. Two gas turbine engines are located under the wing consoles and are interfaced with pulling propellers. The gas-dynamic drive turns on before take-off, turns off at a given speed after take-off (the rotor enters autorotation mode) and turns on again at that speed to land.

К числу недостатков такой схемы компоновки относятся частые включения-выключения газотурбинных двигателей, установленных на концах лопастей, которые снижают надежность летательного аппарата по причине сбоев при повторных запусках концевых реактивных двигателей. Двигатели и реактивные сопла на концах лопастей несущего винта имеют повышенный совокупный расход топлива, что уменьшает вес полезной нагрузки и дальность полета винтокрыла. Газодинамический привод, установленный на винтокрыл, утяжеляет его конструкцию на 15%. Максимальное приведенное аэродинамическое качество у винтокрыла не более 5. На крейсерской скорости несущий винт при работе на режиме авторотации создает до 40% подъемной силы. Работа несущего винта требует значительного отбора энергии из набегающего потока воздуха для своего вращения и для преодоления существенного аэродинамического сопротивления. Это снижает аэродинамическое качество планера в целом. Очень сложны системы подачи сжатого воздуха и топлива в реактивные двигатели, установленные на концах лопастей. Укороченные крылья создают до 60% подъемной силы. Установка двигателей на консолях крыльев вместе с редукторами, воздушными винтами, пусковыми агрегатами, системами смазки утяжеляет конструкции крыльев. Оптимальный диаметр тянущих воздушных винтов, согласно требованиям аэродинамики, должен быть значительно больше, но он вынужденно имеет меньший размер из-за близкого расположения к плоскости вращения лопастей несущего винта с одной стороны и земли, с другой стороны. Кроме того, вращающиеся низкорасположенные от земли тянущие винты представляют опасность до полной их остановки для пассажиров и обслуживающего персонала, так как поднимают большие клубы пыли, песка, гравия, грязи. Остекление кабины пилотов и сам фюзеляж обволакиваются пылью и грязью, поднятых с грунтовых площадок, снижается видимость из кабины.The disadvantages of such a layout scheme include the frequent on-off of gas turbine engines installed at the ends of the blades, which reduce the reliability of the aircraft due to failures during repeated launches of terminal jet engines. Engines and jet nozzles at the ends of the rotor blades have an increased total fuel consumption, which reduces the payload weight and the flight range of the rotorcraft. The gas-dynamic drive mounted on the rotorcraft makes its design heavier by 15%. The maximum reduced aerodynamic quality of a rotorcraft is not more than 5. At cruising speed, the main rotor, when operating in autorotation mode, creates up to 40% of lift. The operation of the rotor requires a significant selection of energy from the incoming air flow for its rotation and to overcome significant aerodynamic drag. This reduces the aerodynamic quality of the airframe as a whole. The systems for supplying compressed air and fuel to jet engines mounted at the ends of the blades are very complex. Shortened wings create up to 60% lift. The installation of engines on the wing consoles, together with gearboxes, propellers, starting units, lubrication systems, makes wing structures heavier. The optimal diameter of the propellers, according to the requirements of aerodynamics, should be much larger, but it is forced to have a smaller size due to the close proximity to the plane of rotation of the rotor blades on one side and the ground, on the other hand. In addition, rotating low-lying propellers are dangerous until they stop completely for passengers and maintenance personnel, as they lift large clouds of dust, sand, gravel, and dirt. The glazing of the cockpit and the fuselage itself are enveloped in dust and dirt raised from unpaved areas, reduced visibility from the cockpit.

Инородные включения, поднятые с земли, попадают в двигатели. Происходит ускоренный износ. Резко снижается их ресурс и летно-технические характеристики. Это требует для ЛА наличия необходимого аэродромного базирования с подготовленной площадкой.Foreign inclusions raised from the ground enter the engines. Accelerated wear occurs. Their resource and flight performance are sharply reduced. This requires for the aircraft the availability of the necessary airfield base with a prepared site.

Известен транспортный винтокрыл Ка-22 (Изаксон A.M., «Вертолетостроение». Машиностроение, 1981, с. 241-242), представляющий собой комбинацию вертолета и самолета с поперечным расположением несущих винтов и неподвижным механизированным крылом большого размаха с закрылками, поворачивающимися на 90°, двумя турбовинтовыми двигателями, двумя тянущими воздушными винтами, установленными на концах крыла, с неубирающимся трех опорным шасси с носовой стойкой.Known transport rotorcraft Ka-22 (Isaxon AM, “Helicopter Engineering. Mechanical Engineering, 1981, S. 241-242), which is a combination of a helicopter and an aircraft with a transverse rotor and a fixed mechanized wing of a large scope with flaps rotated 90 °, two turboprop engines, two pulling propellers mounted at the ends of the wing, with a fixed gear three landing gear with a nose strut.

К числу недостатков относится низкое аэродинамическое качество на крейсерской скорости полета, постоянная необходимость замены двигателей и редукторов, неоптимальное расположение несущих винтов и лопастей, сложность и громоздкость конструкции, выявленная при испытаниях неустойчивость во время полета, большой риск возникновения аварийных ситуаций, сложность, а иногда и непредсказуемость в управлении, недостаточная маневренность, большая трудоемкость в изготовлении и невозможность запуска в серийное производство.Among the disadvantages are the low aerodynamic quality at cruising flight speed, the constant need to replace engines and gearboxes, the non-optimal arrangement of rotors and blades, the complexity and bulkiness of the structure, the instability revealed during testing during flight, the high risk of emergency situations, complexity, and sometimes unpredictability in management, lack of maneuverability, great complexity in manufacturing and the inability to start mass production.

Известен скоростной сверх маневренный винтокрыл (Патент RU 2480379, МПК: В64С 37/00 - 20.02.2012). Конструкция представляет трех винтовую ярусную схему с двумя несущими винтами в поворотных кольцевых каналах, расположенных на конце хвостовой балки, и скоростным несущим винтом, концы лопастей которого отогнуты в противоположную сторону его вращения. Винтокрыл снабжен силовой установкой с двумя газотурбинными двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и систему механизма синхронизации, состоящей из соединительных валов трансмиссии на несущий и нижние поворотные винты, газоструйными рулями путевого и продольного управления, трех опорным шасси. Винтокрыл имеет возможность преобразования полетной конфигурации с вертолета трех винтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами, имеющий раздельные несущую систему, состоящую из несущего винта и крыла, и движительную систему с задними поворотными винтами, в винтокрыл с движительно-несущей и движительной системами, состоящими соответственно из ротора переднего несущего винта и двух подъемно-тянущих поворотных винтов на конце балки. Благодаря чему достигается увеличение скорости полета, но увеличивается удельный расход топлива.Known high-speed super-maneuverable rotorcraft (Patent RU 2480379, IPC: V64C 37/00 - 02.20.2012). The design is a three-stage tier screw circuit with two rotors in the rotary annular channels located at the end of the tail boom, and a high-speed rotor, the ends of the blades of which are bent in the opposite direction of its rotation. The rotorcraft is equipped with a power plant with two gas turbine engines that transmit torque through the main gearbox and a synchronization mechanism system consisting of transmission connecting shafts to the main and lower rotary screws, gas-jet steering and longitudinal control rudders, and three support chassis. The rotorcraft has the ability to convert the flight configuration from a helicopter of three rotor carriers with different rotors, having a separate rotor system consisting of a rotor and a wing, and a propulsion system with rear rotors, into a rotorcraft with a propulsion and propulsion systems, respectively consisting of the rotor of the front rotor and two lifting and pulling rotary screws at the end of the beam. Due to this, an increase in flight speed is achieved, but the specific fuel consumption increases.

Представленная конструкция имеет существенные недостатки. Увеличенный вес за счет большого количества редукторов, за счет дополнительных несущих винтов, удлиненного хвостового оперения и трансмиссии. Взаимное влияние основного несущего и вспомогательных встречно вращающихся винтов ухудшает аэродинамику винтокрыла. Несущий винт на больших скоростях полета создает большое сопротивление и повышенные вибрации. Главный недостаток - сложная система синхронизации вращения всех винтов на разных режимах полета, сложность системы управления на переходных режимах полета и низкое аэродинамическое качество. Большая трудоемкость изготовления и доводки.The design presented has significant drawbacks. Increased weight due to a large number of gearboxes, due to additional rotors, elongated tail unit and transmission. The mutual influence of the main bearing and auxiliary counter-rotating rotors impairs aerodynamics of the rotorcraft. The rotor at high speeds creates great resistance and increased vibration. The main disadvantage is the complex system for synchronizing the rotation of all propellers in different flight modes, the complexity of the control system in transitional flight modes and low aerodynamic quality. The great complexity of manufacturing and refinement.

Наиболее близким по принципу действия и техническому исполнению к предлагаемому изобретению относится винтокрыл с авторотирующим несущим винтом и крылом, он же вертоплан, который нами взят за прототип (патент RU 130951 U1 МПК В64С 27/22 - 10.08.2013). За основу конструкции вертоплана взят фюзеляж самолетного типа. Вертоплан состоит из: фюзеляжа, самолетного крыла с увеличенной подъемной силой, двух балок, хвостового оперения, несущего авторотирующего винта автожирного типа, двух тянущих турбовинтовых двигателей с реверсивными воздушными винтами изменяемого шага, системы раскрутки несущего винта для совершения взлета по автожирному с укороченных взлетно-посадочных полос, комбинированной самолетно-вертолетной системы управления. При такой схеме компоновки вертоплан обладает более высоким аэродинамическим качеством, с более низким удельным расходом топлива на максимальной скорости полета, чем вертолет. Его крейсерская скорость и дальность полета в два-три раза больше чем у существующих вертолетов. От автожира с прыжковым взлетом вертоплан заимствует авторотирующий несущий винт и сам принцип его раскрутки на старте перед взлетом для приобретения необходимого запаса кинетической энергии для взлета без разбега. Перед взлетом раскрутка несущего винта до заданной частоты вращения производится на оптимальном шаге установки лопастей и может быть механической, как и на автожире с прыжковым взлетом, или газодинамической, базирующейся на использовании сжатого воздуха турбокомпрессоров двигателей. Воздух по трубопроводам подводится к воздушной турбине, соединенной через обгонную муфту с валом несущего винта, или к реактивным соплам на концах лопастей несущего винта как, например, на винтокрыле «Ротодайн». На вертоплане, как и на автожире, отсутствует громоздкая тяжелая с ограниченным ресурсом дорогостоящая трансмиссия, агрегаты и элементы которой подлежат ремонтам и заменам в течение жизненного цикла машин с вертолетным несущим винтом. Для сравнения - вес системы привода вертолетного несущего винта составляет около 17% от веса пустого вертоплана. Весовые затраты на создание системы раскрутки несущего винта вертоплана перед взлетом не превышают 3% от веса пустого вертоплана, как и на автожире с прыжковым взлетом. Взлет совершается за счет кинетической энергии раскрученных лопастей несущего винта. Поэтому данный вертоплан, как и автожир, вследствие отсутствия механической трансмиссии для вращения несущего винта в полете имеет самые высокие среди всех винтокрылых летательных аппаратов весовую отдачу, т.е. максимальный вес перевозимого груза. Авторотирующий винт на малых скоростях полета обеспечивает безопасность полета и исключает сваливание в штопор, свойственный самолетам. Реверс тяги воздушно-реактивных двигателей может быть применен в отличие от самолета не после приземления, а на конечном участке планирования и точного приземления. При этом при посадке вертикальная составляющая скорости полета уменьшается до нулевого значения за счет накопленной кинетической энергии вращения лопастей несущего винта. Авторотирующий несущий винт автожирного типа у такого вертоплана имеет более высокую надежность, меньшую аэродинамическую нагрузку и вес по сравнению с несущим винтом вертолета. На больших скоростях полета за счет максимального перераспределения подъемной силы с ротора несущего винта на крыло такой винт работает на более низких по переменным нагрузкам режимах, чем несущий винт вертолета. Несущий винт вертоплана кратковременно максимально нагружен только на взлете-посадке. На продолжительных режимах полета работа несущего винта существенно облегчена за счет перераспределения нагрузки на крыло. Крыло на крейсерской скорости полета разгружает авторотирующий несущий винт винтокрыла практически полностью, и это многократно снижает его аэродинамическое сопротивление. При необходимости, возможна незначительная по потребляемой мощности подкрутка авторотирующего на сниженных оборотах несущего винта для уменьшения его сопротивления на крейсерской скорости полета. При этом улучшается аэродинамическое качество вертоплана по сравнению с вертолетом. Снижается удельный расход топлива. Увеличивается дальность полета. При значительном снижении подъемной силы с ротор несущего винта циклическое маховое движение лопастей становится незначительным. На взлете-посадке управление аппаратом осуществляется традиционно путем изменения общего и циклического шага несущего винта. Одновременно функционируют и самолетные органы управления.The closest in principle of operation and technical execution to the proposed invention relates to a rotorcraft with an autorotating rotor and a wing, it is also a helicopter, which we took as a prototype (patent RU 130951 U1 IPC ВСС 27/22 - 08/10/2013). The basis for the design of the helicopter is an airplane-type fuselage. A hovercraft consists of: a fuselage, an airplane wing with increased lift, two beams, a tail unit, an autogyro-type autorotating rotor, two variable-pitch propeller turboprops with variable pitch propellers, and a rotor spin-up system for taking off in a speeding take-off from shortened lanes, combined aircraft-helicopter control system. With this arrangement, the helicopter has a higher aerodynamic quality, with a lower specific fuel consumption at maximum flight speed than a helicopter. Its cruising speed and flight range are two to three times greater than that of existing helicopters. From a gyroplane with hopping take-off, the helicopter adopts an autorotating rotor and the principle of its promotion at the start before take-off to acquire the necessary reserve of kinetic energy for take-off without take-off. Before take-off, the rotor is untwisted to a predetermined rotation speed at the optimal pitch of the blades and can be mechanical, as in a gyroplane with hopping take-off, or gas-dynamic, based on the use of compressed air of turbochargers of engines. Air through the pipelines is supplied to an air turbine connected via an overrunning clutch to the rotor shaft, or to jet nozzles at the ends of the rotor blades, such as, for example, on a Rotodine rotorcraft. On a helicopter, as well as on a gyroplane, there is no bulky heavy with limited resource expensive transmission, the units and elements of which are subject to repair and replacement during the life cycle of helicopter rotor machines. For comparison, the weight of the helicopter rotor drive system is about 17% of the weight of an empty helicopter. The weighted costs of creating a rotorcraft rotor spin-up system before take-off do not exceed 3% of the weight of an empty helicopter, as in a gyroplane with hopping take-off. Takeoff takes place due to the kinetic energy of the untwisted rotor blades. Therefore, this helicopter, like the gyroplane, due to the absence of a mechanical transmission for rotor rotation in flight, has the highest weight return among all rotary-wing aircraft, i.e. maximum weight of the transported cargo. The autorotating screw at low flight speeds ensures flight safety and eliminates stalling, typical of aircraft. The thrust reversal of jet engines can be applied, unlike an airplane, not after landing, but in the final planning and precise landing section. In this case, when landing, the vertical component of the flight speed decreases to zero due to the accumulated kinetic energy of rotation of the rotor blades. An autorotating rotor of an autogyro type in such a helicopter has higher reliability, lower aerodynamic load and weight compared to the rotor of a helicopter. At high flight speeds due to the maximum redistribution of the lifting force from the rotor of the rotor to the wing, such a rotor operates at lower variable load conditions than the rotor of a helicopter. The main rotor of a helicopter is briefly maximally loaded only on take-off and landing. In long flight modes, the operation of the rotor is greatly facilitated by the redistribution of the load on the wing. The wing at cruising flight speed unloads the autorotating rotor of the rotorcraft almost completely, and this greatly reduces its aerodynamic drag. If necessary, a slight twist in power consumption is possible for the rotor of the rotor to rotate at a reduced speed to reduce its resistance at cruising flight speed. This improves the aerodynamic quality of a helicopter compared to a helicopter. Specific fuel consumption is reduced. Increases flight range. With a significant decrease in the lifting force from the rotor of the rotor, the cyclic swing movement of the blades becomes insignificant. On takeoff and landing, the apparatus is traditionally controlled by changing the general and cyclic pitch of the rotor. Aircraft controls are also operating at the same time.

Несмотря на очевидные преимущества вертоплан имеет ряд недостатков. Раскрутка несущего винта путем подачи сжатого воздуха в реактивные двигатели, установленные на концах несущих лопастей нерациональна. Эти двигатели создают повышенные, близкие к предельным значениям шумы (до 100 дб) и вибрации. Лонжероны лопастей несущего винта подвергаются большим центробежным нагрузкам, технически сложно использовать для подачи сжатого воздуха с давлением 8-10 кг/см² и топлива с давлением 60 кг/см². При нарушении одновременного запуска концевых реактивных двигателей происходит полная разбалансировка несущих винтов. Лобовое сопротивление тянущих воздушных винтов и турбовинтовых двигателей снижает аэродинамическое качество вертоплана. При обдуве крыльев большого размаха потоком воздуха от несущих винтов возникает дополнительная потеря 10-12% подъемной силы. Имеет место увеличение веса от тянущих воздушных винтов, двигателей, вспомогательных узлов и систем, и их синхронизации. Увеличение веса крыла из-за больших нагрузок от консольно закрепленных двигателей, стартеров, редукторов, систем смазки, мотогондол, силовых рам, балки, узлов крепления. Автожирный вариант полета не позволяет неподвижно зависать над объектами. Взлет выполняется только по наклонной траектории с начальным отрывом (с подскоком) от земли на 0,3-0,5 м. Отсутствие вертолетного режима взлета и посадки сужает применение ЛА. Сложность конструкции и большая трудоемкость при изготовлении.Despite the obvious advantages, a helicopter has several disadvantages. The promotion of the rotor by supplying compressed air to the jet engines mounted at the ends of the rotor blades is irrational. These engines create increased noise close to the limit values (up to 100 dB) and vibration. The spars of the rotor blades are subjected to large centrifugal loads, it is technically difficult to use to supply compressed air with a pressure of 8-10 kg / cm ² and fuel with a pressure of 60 kg / cm ² . In case of violation of the simultaneous start of terminal jet engines, the rotors are completely unbalanced. Frontal drag of propellers and turboprops reduces the aerodynamic quality of a helicopter. When blowing wings of a large scope with a stream of air from the rotors, an additional loss of 10-12% of lift occurs. There is an increase in weight from pulling propellers, engines, auxiliary units and systems, and their synchronization. The increase in wing weight due to heavy loads from cantilever mounted engines, starters, gearboxes, lubrication systems, engine nacelles, power frames, beams, attachment points. Autogyro version of the flight does not allow to hang motionless over objects. Take-off is performed only along an inclined path with an initial separation (with a jump) from the ground of 0.3-0.5 m. The absence of a helicopter take-off and landing regime narrows the use of aircraft. The complexity of the design and the great complexity in the manufacture.

Технической задачей изобретения является увеличение скорости полета и дальности за счет увеличения аэродинамического качества.An object of the invention is to increase flight speed and range by increasing aerodynamic quality.

Поставленная техническая задача в вертоплане, содержащем фюзеляж, силовую установку, крыло, стабилизатор, несущий винт, рулевой винт, шасси, топливные баки достигается тем, что содержит замкнутое крыло, концентрично расположенное относительно фюзеляжа, с размещаемым в нем топливом; автожирный несущий винт, гибридную силовую установку с управляемыми векторами тяги, стабилизатор с управляемыми газодинамическими и механическими рулями, рулевые вые винты с выдвижными складывающимися лопастями, убирающуюся переднюю стойку колес шасси, основные колеса шасси, убирающиеся в аэродинамические обтекатели; стойки основных опор шасси с амортизаторами, помещенными в аэродинамические обтекатели, нижние опоры стоек основных шасси, расположенные в полу крыльях за крылом, в нижней части центроплана, и являющиеся продолжением крыла с увеличенной несущей поверхностью, с аэродинамическими открывающимися обтекателями-законцовками на полу крыльях для уборки в них основных колес шасси, верхняя часть - над крылом - выполняет функцию аэродинамических гребней, а нижняя часть - под крылом - функцию механизированных створок для уборки шасси.The task in the helicopter containing the fuselage, power plant, wing, stabilizer, main rotor, tail rotor, landing gear, fuel tanks is achieved by the fact that it contains a closed wing concentrically located relative to the fuselage, with the fuel placed in it; an autogyro rotor, a hybrid power plant with controlled thrust vectors, a stabilizer with controlled gas-dynamic and mechanical rudders, tail rotors with retractable folding blades, a retractable front strut of the chassis wheels, main chassis wheels that are retractable into aerodynamic fairings; struts of the main landing gear with shock absorbers placed in aerodynamic fairings, lower struts of the main landing gear located in the wing floor behind the wing, in the lower part of the center section, which are a continuation of the wing with an increased bearing surface, with aerodynamic opening fairings-tips on the floor for cleaning wings in them the main wheels of the chassis, the upper part - above the wing - performs the function of aerodynamic ridges, and the lower part - under the wing - the function of mechanized flaps for cleaning the chassis.

Техническим результатом, получаемым при осуществлении заявленного изобретения, является создание вертоплана, обладающего свойствами автожира и вертолета с увеличением дальности полета свыше 1400 км и скорости полета 450 км/час.The technical result obtained by the implementation of the claimed invention is the creation of a helicopter having the properties of a gyroplane and a helicopter with an increase in flight range over 1400 km and a flight speed of 450 km / h.

Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что предложенная конструкция вертоплана имеет признаки, которые отсутствуют в известных технических решениях, а использование их в заявленной совокупности признаков дает возможность получить новый технический результат, следовательно, предложенное техническое решение имеет изобретательский уровень по сравнению с существующим уровнем техники.Analysis of the known technical solutions in the art showed that the proposed design of the helicopter has features that are not found in the known technical solutions, and using them in the claimed combination of features makes it possible to obtain a new technical result, therefore, the proposed technical solution has an inventive step compared to the existing one. prior art.

Предложенное техническое решение промышленно применимо, так как может быть изготовлено промышленным способом, работоспособно, осуществимо и воспроизводимо, следовательно, соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».The proposed technical solution is industrially applicable, as it can be manufactured industrially, efficiently, feasibly and reproducibly, therefore, it meets the patentability condition “industrial applicability”.

Сравнение научно-технической и патентной документации на дату приоритета в основной и смежной рубриках МКИ показывает, что совокупность существенных признаков заявленного решения ранее не была известна, следовательно, оно соответствует условию патентоспособности «новизна».Comparison of scientific, technical and patent documentation on the priority date in the main and related sections of the MKI shows that the set of essential features of the claimed solution was not previously known, therefore, it meets the patentability condition of “novelty”.

Конструкция и принцип действия предложенного изобретения поясняются чертежами, на которых:The design and principle of operation of the proposed invention are illustrated by drawings, in which:

фиг. 1 - проекция левого бока вертоплана,FIG. 1 - projection of the left side of the helicopter,

фиг.2 - вид спереди со сложенными шасси,figure 2 is a front view with folded chassis,

фиг. 3 - компоновочный чертеж гибридной силовой установки, позиция «А»;FIG. 3 - layout drawing of a hybrid power plant, position "A";

фиг. 4 - рулевой винт, позиция «Б»;FIG. 4 - steering screw, position "B";

фиг. 5 - аппарель, совмещенная с грузовыми ствоками и дверью-трапом, позиция «В»;FIG. 5 - ramp, combined with the cargo rods and the door-ladder, position "B";

фиг. 6 - складывающееся колесо основного шасси с аэродинамическими обтекателями и крыльями-обтекателями, позиция «Г»,FIG. 6 - folding wheel of the main chassis with aerodynamic fairings and fairing wings, position "G",

фиг. 7 - переднее шасси с выпущенным колесом, позиция «Д»,FIG. 7 - front chassis with the released wheel, position "D",

фиг. 8 - вариант схемы установки рулевого винта относительно плоскости вращающихся несущих лопастей, удаленной от турбулентной зоны;FIG. 8 is a variant of the installation scheme of the tail rotor relative to the plane of the rotating bearing blades remote from the turbulent zone;

фиг. 9 - вид - «спереди», в полете, как пример конкретного исполнения;FIG. 9 - view - "front" in flight, as an example of a specific performance;

фиг. 10 - вид - «сзади», в полете, как пример конкретного исполнения.FIG. 10 - view - "rear" in flight, as an example of a specific performance.

Вертоплан содержит: фюзеляж (1), крыло (2); автожирный авторотирующий несущий винт (3) с обтекателем (4); гибридную силовую установку (5), подвесные топливные баки (6), несущие лопасти (7), киль (8) с рулем направления, стабилизатор (9), рулевой винт (10), хвостовую балку (11), основные стойки шасси в аэродинамических обтекателях (12), аэродинамические обтекатели (13) колес основных стоек шасси, аэродинамический обтекатель переднего шасси (14), воздушно-реактивный двигатель (15), редуктор (16), мотор с электрогенератором (17), редуктор (18), муфту сцепления (19), тянущий воздушно-реактивный двигатель (20), лопасти рулевого винта (21), аэродинамический обтекатель рулевого винта (22), дверь-трап (23), аппарель (24), грузовые створки (25), шарниры полу крыла-закрылка (26), аэродинамический гребень-обтекатель (27), створки аэродинамического обтекателя (28), колес (29) основного шасси, полу крылья (30), обтекатель колес передней стойки шасси (31), колеса передней стойки шасси (32).Helicopter contains: fuselage (1), wing (2); autogyro autorotating rotor (3) with fairing (4); hybrid power plant (5), suspended fuel tanks (6), bearing blades (7), keel (8) with rudder, stabilizer (9), tail rotor (10), tail boom (11), main landing gear in aerodynamic fairings (12), aerodynamic fairings (13) of the wheels of the main landing gear, aerodynamic fairing of the front landing gear (14), air-jet engine (15), gearbox (16), motor with electric generator (17), gearbox (18), clutch (19), propulsion jet engine (20), tail rotor blades (21), aerodynamic cowling inta (22), ramp door (23), ramp (24), cargo doors (25), hinges of the wing-flap wing (26), aerodynamic fairing ridge (27), aerodynamic fairing doors (28), wheels (29 ) the main chassis, semi-wings (30), the fairing of the wheels of the front landing gear (31), the wheels of the front landing gear (32).

В центре тяжести «ЦТ» вертоплана концентрично относительно фюзеляжа (1) крепится замкнутое крыло (2) с высоким аэродинамическим качеством, относительно малым весом, большой жесткостью и прочностью. Крыло выполнено аэродинамически чистым, установлено концентрично относительно миделя фюзеляжа с оптимальными просветами между поверхностями крыла и фюзеляжа. Высокое аэродинамическое качество вертоплана достигается за счет перераспределения подъемной силы с ротора авторотирующего несущего винта на замкнутое крыло с большим удлинением. Такое крыло обладает меньшим размахом по сравнению с плоским крылом при равных несущих площадях и уменьшает аэродинамические потери обдува от несущего винта. Стабилизатор выведен из зоны обдува несущим винтом при перемещении на малых скоростях. Замкнутое крыло обладает высокими несущими способностями обеспечивает бессрывное обтекание на углах атаки 43°÷5°. Увеличение аэродинамического качества вертоплана на максимальной скорости обеспечивается снижением оборотов авторотирующего несущего винта, аэродинамическими обводами фюзеляжа, обтекателями шасси и автомата перекоса, размещением основного топлива в крыле и отсутствием рулевого винта в путевом управлении.A closed wing (2) with high aerodynamic quality, relatively low weight, high rigidity and strength is mounted in the center of gravity of the “CT” helicopter plan concentrically relative to the fuselage (1). The wing is made aerodynamically clean, installed concentrically with respect to the midship of the fuselage with optimal gaps between the surfaces of the wing and the fuselage. The high aerodynamic quality of a helicopter is achieved by redistributing the lifting force from the rotor of the autorotating rotor to a closed wing with a large elongation. Such a wing has a smaller scope compared to a flat wing with equal bearing areas and reduces the aerodynamic loss of airflow from the rotor. The stabilizer is removed from the area of airflow by the main rotor when moving at low speeds. The closed wing has high load-carrying capabilities provides continuous flow at angles of attack of 43 ° ÷ 5 °. The increase in the aerodynamic quality of a helicopter at maximum speed is provided by a decrease in the revolutions of the autorotating rotor, aerodynamic contours of the fuselage, fairings of the landing gear and swashplate, the location of the main fuel in the wing and the absence of a tail rotor in directional control.

Крыло (2) образует верхний и нижний просветы с фюзеляжем (1). Крыло (2) используется в качестве основной емкости для топлива. По мере набора максимальной скорости полета происходит перераспределение основной подъемной силы с авторотирующего несущего винта (3) на крыло (2) со снижением оборотов. Допускается подкрутка несущего винта с потреблением энергии от силовой установки. При этом плоскость вращения лопастей несущего винта находиться в положении устойчивой авторотации с минимальным сопротивлением набегающему потоку.The wing (2) forms the upper and lower gaps with the fuselage (1). The wing (2) is used as the main fuel tank. As the maximum flight speed is set, the main lifting force is redistributed from the autorotating rotor (3) to the wing (2) with a decrease in speed. It is allowed to rotate the rotor with the energy consumption from the power plant. In this case, the plane of rotation of the rotor blades is in a stable autorotation position with minimal resistance to the incoming flow.

Фюзеляж выполнен обтекаемой формы для больших скоростей полета. К силовым элементам хвостовой балки (11) крепится киль (8) с рулем направления и стабилизатор (9). Стабилизатор (9) выполнен подобно крылу (2) замкнутой формы и вынесен за контур обдува несущего винта на малых скоростях полета.The fuselage is streamlined for high flight speeds. A keel (8) with a rudder and a stabilizer (9) are attached to the power elements of the tail boom (11). The stabilizer (9) is made like a wing (2) of a closed shape and is taken out of the rotor airflow circuit at low flight speeds.

Переднее колесо (32) шасси (14) с удлиненной стойкой убирается в фюзеляж (1) и закрывается обтекателем (31). Основные колеса шасси (29) убираются в обтекатели (13) расположенные на крыле (2). Обтекатели нижних стоек шасси выполнены в виде полукрыльев (30) с шарнирами (26). Полукрылья (30) установлены в нижней части центроплана за крылом (2) вдоль по размаху крыла (2), являются продолжением крыла (2) с увеличением хорды последнего. На концах консолей полукрыльев (30) установлены аэродинамические обтекатели (13) основных колес (29) шасси. Верхняя часть обтекателя (13) аэродинамический гребень (27) и ниша для уборки основных колес (29) шасси при взлете. Нижняя часть обтекателя (13) механизированные открывающиеся-закрывающиеся створки (28) для уборки-выпуска основных колес (29) шасси на взлете-посадке.The front wheel (32) of the chassis (14) with an elongated strut retracts into the fuselage (1) and closes with a cowl (31). The main wheels of the chassis (29) are retracted into the fairings (13) located on the wing (2). Fairings of the lower landing gear are made in the form of half-wings (30) with hinges (26). The half-wings (30) are installed in the lower part of the center wing behind the wing (2) along the wing span (2), are a continuation of the wing (2) with an increase in the chord of the latter. At the ends of the consoles of the half wings (30), aerodynamic fairings (13) of the main wheels (29) of the chassis are installed. The upper part of the fairing (13) is an aerodynamic ridge (27) and a niche for cleaning the main wheels (29) of the chassis during take-off. The lower part of the fairing (13) is the mechanized opening-closing flaps (28) for cleaning and releasing the main wheels (29) of the landing gear on take-off and landing.

Функционально взаимосвязанные между собой воздушно-реактивные двигатели (15,20), редукторы (16,18), мотор-генератор (17) и муфта сцепления (19), которые образуют гибридную силовую установку (5). Где ВРД (15) используется для привода несущего винта (3), а тянущий ВРД (20) - для обеспечения максимальной скорости полета. Реактивные струи выхлопных газов ВРД (20), выходящие из сопел, с управляемым вектором тяги обеспечивают работу газодинамических рулей стабилизатора (9) и киля (8) с использованием эффекта Коанда. Электромотор, совмещенный с электрогенератором (17) служит для запуска ВРД (15) и привода несущего винта (3). Электрогенераторы (17) приводятся в действие ВРД (15) и питают все потребители электричества вертоплана в том числе для заряда мощных вторичных источников энергии. В механизированных раскрывающихся аэродинамических обтекателях (22) размещаются рулевые винты со складывающимися лопастями (21). Аппарель (25), грузовые створки (24) с дверью-трапом (23) обеспечивают различные варианты применения. Колеса (29) и колеса (32) шасси выполнены с электроприводами для самостоятельного перемещения вертоплана на земле без запуска основных двигателей.Functionally interconnected air-jet engines (15.20), gearboxes (16.18), motor generator (17) and clutch (19), which form a hybrid power plant (5). Where the WFD (15) is used to drive the rotor (3), and the pulling WFD (20) - to ensure maximum flight speed. Jet propulsion jets of the WFD (20) coming out of the nozzles with a controlled thrust vector provide the gas-dynamic rudders of the stabilizer (9) and keel (8) using the Coanda effect. An electric motor combined with an electric generator (17) serves to start the WFD (15) and rotor drive (3). Electric generators (17) are driven by the WFD (15) and feed all helicopter electricity consumers, including for charging powerful secondary energy sources. In the mechanized opening aerodynamic fairings (22) are placed tail rotors with folding blades (21). The ramp (25), cargo doors (24) with a ramp door (23) provide various applications. The wheels (29) and the wheels (32) of the chassis are made with electric drives for independent movement of the helicopter on the ground without starting the main engines.

Вертоплан работает следующим образом. Взлет и полет осуществляется или по-автожирному, или по-вертолетному. В варианте автожира полет выполняется на максимальную дальность с максимальной скоростью. В варианте вертолета - полет выполняется как вспомогательный. Балансировка на взлете и в полете осуществляется с использованием реактивного сопла с изменяемым вектором тяги газодинамических рулей с использованием эффекта Коанда.Helicopter works as follows. Take-off and flight is carried out either in a gyroplane or in a helicopter. In the autogyro variant, flight is performed at maximum range with maximum speed. In the version of the helicopter - the flight is performed as auxiliary. Balancing on takeoff and in flight is carried out using a jet nozzle with a variable thrust vector of gas-dynamic rudders using the Coanda effect.

Для практической реализации изобретения созданы входящие в состав силовых установок: тянущие бесшумные ВРД, электродвигатели-генераторы, облегченные бесшумные редукторы, энергоемкие источники питания, лазерные свечи, высоко ресурсные реверсивные сопла, превосходящие по техническим характеристикам зарубежные образцы. На них имеются патенты на изобретение. Главным и основным преимуществом в создании вертоплана является то, что он создается путем модернизация существующего, доведенного до совершенства серийного вертолета Ми-8, на серийном заводе, с неизменным производственным циклом и сложившимся кадровым составом опытных специалистов. В процессе создания летательного аппарата возможна облегченная модернизация благодаря использованию узлов и агрегатов, не требующих доработок. К ним относятся: фюзеляж и грузопассажирский салон, кабина пилотов, несущий винт, приборное оборудование, системы обеспечения. С целью снижения затрат на экспериментально-исследовательские и опытно-конструкторские работы имеются ремонтные вертолеты, почти полностью выработавшие свой ресурс.For the practical implementation of the invention, the following power plants were created: pulling silent WFDs, electric motors-generators, lightweight silent gears, energy-intensive power supplies, laser candles, high-life reversible nozzles that surpass foreign samples in technical characteristics. They have patents for the invention. The main and main advantage in the creation of a helicopter is that it is created by modernizing the existing, improved to perfection serial Mi-8 helicopter, at a serial plant, with an unchanged production cycle and the established staff of experienced specialists. In the process of creating an aircraft, facilitated modernization is possible due to the use of components and assemblies that do not require modifications. These include: fuselage and passenger compartment, cockpit, main rotor, instrumentation, support systems. In order to reduce the cost of experimental research and development work, there are repair helicopters that have almost completely exhausted their resources.

В настоящее время спроектирована модель вертоплана. Разрабатываются технические задания на проектирование вертоплана и его составных частей. Готовятся технические предложения по созданию новых сборочных стапелей. Прорабатывается вопрос моделирования и испытания отдельных узлов конструкции вертоплана на предприятиях отрасли.At present, a helicopter model has been designed. Technical specifications for the design of a helicopter and its components are being developed. Technical proposals are being prepared to create new assembly stocks. The issue of modeling and testing of individual components of the helicopter design at industry enterprises is being studied.

Claims

A rotorcraft containing a fuselage, a power plant, a wing, a stabilizer, a rotor, a tail rotor, a chassis, and fuel tanks, characterized in that it comprises a closed wing concentrically located relative to the fuselage, with fuel placed therein, an autogyro rotor, a hybrid power installation with controlled traction vectors, stabilizer with controlled gas-dynamic and mechanical rudders, tail rotors with retractable folding blades, retractable front landing gear wheels, main wheels si, retractable into aerodynamic fairings, struts of the main landing gear supports with shock absorbers placed in aerodynamic fairings, lower supports of the struts of the main landing gear located in the half wings behind the wing in the lower part of the center wing and which are a continuation of the wing with an increased bearing surface with aerodynamic opening wing fairings and wing tips on the wing for cleaning the main wheels of the chassis in them, the upper part above the wing serves as aerodynamic ridges, and the lower part under the wing serves as a mechanized x flaps for landing gear.