RU2627975C2

RU2627975C2 - Unmanned high-speed helicopter, desantified from plane aircraft

Info

Publication number: RU2627975C2
Application number: RU2016103355A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2016-02-02
Filing date: 2016-02-02
Publication date: 2017-08-14
Also published as: RU2016103355A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: unmanned high-speed helicopter, dropped from a carrier aircraft, has a rotor, an engine, traction and steering screws, a tricycle landing gear. The helicopter is made using the multi-mode aerodynamic control technology, providing super-maneuverability and balancing on pitch, roll, and course by means of various steering screws. The support screw, executed without control of a cyclic step with the rigid fastening of blades, is mounted on a hollow support located coaxially inside its shaft. The support is rigidly fixed at its lower end to the main gear housing, and the upper is centered relative to the shaft by means of a bearing assembly. The upper part of the hollow support is fixed in a teardrop-shaped fairing having a docking/undocking unit in the front part, and in the upper part, there is a container with an exhaust and main parachute. The swept top wing forms with a low-lying straight swept wing a biplane design that forms an X-shaped configuration in plan.

EFFECT: improved controllability with hovering, the possibility of landing and docking, undocking with a carrier aircraft.

3 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания для летающего авианосца скоростного вертолета одновинтовой схемы, несущий винт которой без автомата перекоса смонтирован на вертикальной полой опоре, установленной от главного редуктора до верхнего стреловидного крыла, обтекатель которого имеет узел стыковки/расстыковки и над ним контейнер с парашютом и создает с задней четырехвинтовой движительно-рулевой системой, имеющей рулевые как верхний и нижний меньшие винты, так и левый и правый средние винты в кольцевых каналах, возможность выполнения или десантирования на парашюте, или как стыковки, так и расстыковки с выдвижным ответным узлом жесткой системы крепления пилотируемого самолета-носителя как для приема его на борт, так и для обратной операции.The invention relates to the field of aeronautical engineering and relates to the creation of a single-rotor helicopter for a high-speed helicopter flying carrier, the rotor of which is mounted without a swashplate on a vertical hollow support mounted from the main gearbox to the upper swept wing, the cowling of which has a docking / undocking unit and a container with with a parachute and creates with the rear four-screw propulsion-steering system, which has both upper and lower smaller screws, and left and right middle screws in the ring channels, the ability to perform or landing on a parachute, or both docking and undocking with a retractable mating node of a rigid mounting system for a manned carrier aircraft, both for receiving it on board and for reverse operation.

Известна система спасения вертолетов (Патент RU №2297367 от 15.09.2009), содержащая контейнер с парашютом, установленный на верхнем несущем винте и жестко соединенный с осью вращения, установленной на втулке несущего винта с помощью радиально-упорных подшипников, имеет на контейнере жестко закрепленный вертикальный стабилизатор, выполненный с возможностью стабилизации контейнера с парашютом от вращения вокруг своей оси от сил трения, возникающих в радиально-упорных подшипниках при вращении втулки несущего винта вертолета.A known helicopter rescue system (Patent RU No. 2297367 dated September 15, 2009), comprising a container with a parachute mounted on an upper rotor and rigidly connected to a rotational axis mounted on a rotor hub using angular contact bearings, has a rigidly fixed vertical container a stabilizer made with the possibility of stabilizing the container with a parachute from rotation around its axis from friction forces arising in angular contact bearings during rotation of the rotor hub of the helicopter.

Признаки, совпадающие - наличие контейнера с парашютом, установленного на верхнем несущем винте и жестко соединенного с осью вращения, установленной на втулке несущего винта вертолета, винтокрыла или автожира. Помимо этого на раскрываемом контейнере имеется жестко закрепленный вертикальный стабилизатор.Signs that coincide - the presence of a container with a parachute mounted on the upper rotor and rigidly connected to the axis of rotation mounted on the rotor hub of a helicopter, rotorcraft or gyroplane. In addition, the disclosed container has a rigidly mounted vertical stabilizer.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что контейнер с парашютом от сил трения, возникающих в радиально-упорных подшипниках при вращении втулки несущего винта вертолета при поперечном наклоне или раскачивании его фюзеляжа не исключено при этом увеличение сил трения, возникающих в радиально-упорных подшипниках и, как следствие, контейнер тоже будет вращаться вместе с несущим винтом, что вызовет при раскрытии парашюта скручивание строп парашюта, что недопустимо. Вторая - это то, что отсутствие между несущим винтом и контейнером горизонтальной несущей поверхности - высокорасположенного крыла, смонтированного на опоре, проходящей внутри вала несущего винта, не обеспечивает защиту его самовращающихся лопастей от возможного послабления строп парашюта и их наматывания либо на вал, либо на лопасти несущего винта, что недопустимо. А возможное проворачивание контейнера совместно с вращающимся нагруженным несущим винтом создает возможность отклонения продольной оси контейнера от плоскости симметрии и в случае наличия в передней его части узла стыковки/расстыковки, что делает не возможным выполнение технологии десантирования с узла выдвижной балки жесткой системы крепления самолета-носителя.Reasons that impede the task: the first is that the container with a parachute from the frictional forces arising in angular contact bearings during rotation of the rotor hub of the helicopter during lateral tilting or swinging of its fuselage cannot increase the friction forces arising in the radially thrust bearings and, as a result, the container will also rotate together with the main rotor, which will cause twisting of the parachute lines when opening the parachute, which is unacceptable. The second is that the absence of a horizontal bearing surface between the main rotor and the container — a high wing mounted on a support passing inside the main rotor shaft does not protect its self-rotating blades from possible loosening of the parachute lines and their winding either on the shaft or on the blades rotor, which is unacceptable. And the possible rotation of the container together with the rotating loaded rotor makes it possible to deflect the longitudinal axis of the container from the plane of symmetry even if there is a docking / undocking unit in its front part, which makes it impossible to carry out the landing technology from the retractable beam unit of a rigid carrier-carrier fastening system.

Известен проект вертикально взлетающего пилотируемого авианосца корпорации Boeing (США) (Патент US №2015/0115096 от 30 апреля 2015), содержащий доработанный двухвинтовой продольной схемы вертолет-носитель CH-47F «Chinook» с беспилотным летательным аппаратом (БПЛА) самолетного типа, который, имея на консолях его крыла два двигателя с тянущими винтами, крепится к нижней части вертолета-носителя, может отделяться от него и выполнять задачи самостоятельно.A known project of a vertically take-off manned aircraft carrier of Boeing Corporation (USA) (US Patent No. 2015/0115096 dated April 30, 2015) containing a modified twin-screw longitudinal diagram of a CH-47F Chinook carrier helicopter with an unmanned aerial vehicle (UAV) of an aircraft type, which, having on the consoles of its wing two engines with pulling screws, it is attached to the bottom of the carrier helicopter, can be separated from it and perform tasks independently.

Признаки, совпадающие - наличие тяжелого вертолета-носителя модели CH-47F «Chinook», имеющего выемку в нижней части фюзеляжа для специального узла крепления центропланом БПЛА - «летающее крыло». Благодаря двум винтам, установленным на крыле БПЛА, вертолет, состыкованный с ним, сможет развивать значительно большую скорость. Возможности самого БПЛА также расширятся, поскольку из-за совмещенной платформы его удастся доставить к месту назначения без расходования его топлива. А возможность дозаправки в воздухе БПЛА у вертолета-носителя при небольшом количестве топлива у современных БПЛА, что повышает их потенциал.Signs that coincide - the presence of a heavy carrier helicopter model CH-47F "Chinook", with a recess in the lower part of the fuselage for a special mounting unit with the center section of the UAV - "flying wing". Thanks to the two screws mounted on the wing of the UAV, the helicopter docked with it will be able to develop significantly greater speed. The capabilities of the UAV itself will also expand, since due to the combined platform it will be possible to deliver it to its destination without consuming its fuel. And the possibility of refueling UAVs in the air from a helicopter carrier with a small amount of fuel in modern UAVs, which increases their potential.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что тяжелый вертолет двухвинтовой продольной схемы, имеющий подфюзеляжное крепление двухвинтового БПЛА, что предопределяет необходимость значительного удлинения стоек колесного шасси вертолета-носителя, что увеличит массу его конструкции и уменьшит весовую отдачу. Кроме того, БПЛА аэродинамической схемы «летающее крыло» без вертикальных килей весьма затруднит без стабильности управления в канале рыскания сам процесс его стыковки и тем более при совмещении узлов крепления, размещенных на верхней части центроплана БПЛА и ответных под фюзеляжем вертолета. Вторая - это то, что размах крыла у БПЛА гораздо больше колеи и базы колесного шасси вертолета-носителя, что затруднит наземное их совместное обслуживание. Третья - это то, что небольшая крейсерская скорость полета 253 км/ч и радиус действия до 465 км, но и практический потолок 3090 м тяжелого вертолета модели CH-47F «Chinook» - это гораздо меньше современных БПЛА самолетного типа, что снижает их совместный потенциал. Третья - это то, что для повышения горизонтального поступательного полета при совместном использовании пропульсивной тяги двух несущих винтов, имеющих взаимное перекрытие 21,4%, и двух винтов от состыкованного с вертолетом БПЛА, размещенных как раз под зоной перекрытия несущих винтов, приведет к вредной аэродинамической интерференции несущих винтов и меньших винтов БПЛА и сильное влияние вихревого поля каждого несущего винта на тягу и крутящий момент боковых тяговых винтов, которые могут привести к нарушению баланса сил и моментов, действующих на вертолет-носитель и, как следствие, к образованию «разнотяговости» боковых винтовых движителей. Кроме того, размещение узла крепления для одного БПЛА и только под фюзеляжем пилотируемого вертолета-носителя, что весьма затрудняет выполнение стыковки/расстыковки в воздухе, особенно, тяжелого вертолета и БПЛА самолетного типа при горизонтальном скоростном их полете, но и ограничивает возможности «воздушного авианосца», имеющего только один БПЛА. Тогда как при размещении в отсеке вертолета-носителя это может быть и 2-3 БПЛА тяжелого класса с взлетным весом до 3-4 тонн.Reasons that impede the task: the first is that a heavy helicopter has a twin-screw longitudinal scheme having a fuselage fastening for a twin-screw UAV, which determines the need for a significant extension of the struts of the wheeled chassis of the carrier helicopter, which will increase the mass of its structure and reduce the weight return. In addition, the UAV of the aerodynamic “flying wing” model without vertical keels will make it very difficult to control the docking process itself without the stability of control in the yaw channel, and even more so if the attachment points located on the upper part of the UAV center section and response under the helicopter fuselage are combined. The second one is that the wing span of the UAV is much larger than the track and wheelbase of the carrier helicopter, which will complicate their ground-based joint maintenance. The third is that the small cruising flight speed of 253 km / h and a range of up to 465 km, but also the practical ceiling of 3,090 m of the CH-47F “Chinook” heavy helicopter is much less than modern aircraft-type UAVs, which reduces their joint potential . The third is that in order to increase horizontal translational flight when sharing propulsion thrust of two main rotors having a mutual overlap of 21.4% and two rotors from a UAV docked with a helicopter located just below the main rotor overlap zone, it will lead to harmful aerodynamic interference of rotors and smaller UAV rotors and the strong influence of the rotational field of each rotor on the traction and torque of the side traction screws, which can lead to an imbalance in the balance of forces and moments uyuschih helicopter carrier and, as consequence, to the formation of "raznotyagovosti" lateral screw propellers. In addition, the location of the attachment point for one UAV and only under the fuselage of a manned carrier helicopter, which makes it very difficult to dock / undock in the air, especially of a heavy helicopter and an aircraft type UAV during horizontal high-speed flight, but also limits the capabilities of an “air carrier” having only one UAV. Whereas when placed in the compartment of the carrier helicopter it can be 2-3 heavy-class UAVs with take-off weight of up to 3-4 tons.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет модели Lockheed АН-56 «Cheyenne» (США), имеющий одновинтовую несущую схему с рулевым винтом, содержит один двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов на несущий винт, смонтированный отклоненным вперед по полету, но и на тяговый и рулевой винты, установленные на концах соответственно хвостовой балки и левой консоли стабилизатора Т-образного оперения и трехопорное шасси, имеющее главные опоры с передними колесами, убирающимися в боковые наплывы среднерасположенного крыла.Closest to the proposed invention is a high-speed helicopter model Lockheed AN-56 "Cheyenne" (USA), having a single-rotor main circuit with tail rotor, contains one engine that transmits torque through the main gearbox and the system of connecting shafts to the main rotor mounted deflected forward along flight, but also on the traction and tail rotors installed at the ends of the tail boom and the left console of the stabilizer of the T-plumage and the tricycle landing gear, having main bearings with front wheels that remove I side nodules mid-wing.

Признаки, совпадающие - наличие крыла, хвостового оперения и одного турбовального двигателя мощностью 3435 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность несущему винту (D=15,56 м), но и рулевому (d=3,04 м) толкающему винтам (d=3,04 м), обеспечивающим соответственно управление по курсу и его поступательный горизонтальный полет. Несущий винт имеет автомат перекоса с управлением общего и циклического изменения его шага, предназначен для создания подъемной и пропульсивной силы, а поступательное движение в скоростном полете обеспечивает в большей степени толкающий винт. Независимое вращение четырехлопастных несущего, рулевого и толкающего винтов - синхронизирующее. Взлетная тяговооруженность силовой установки (СУ), позволяющая при непродолжительном времени висения, иметь целевую нагрузку 1000 кг при взлетном его весе 8006 кг. Скоростной вертолет модели Lockheed АН-56 «Cheyenne», имея максимальные скорости полета до 407 км/ч, дальность полета до 1400 км и практический потолок 7925 м, может применяться для эскортирования десантно-транспортных вертолетов.Signs that coincide - the presence of a wing, tail unit and one turbo engine with a capacity of 3435 hp, a main gearbox and transmission shafts transmitting power to the rotor (D = 15.56 m), but also to the steering (d = 3.04 m) pushing propellers (d = 3.04 m), providing respectively control over the course and its progressive horizontal flight. The rotor has a swash plate with control of the general and cyclic changes in its pitch, is designed to create lifting and propulsive forces, and the translational motion in high-speed flight provides a more pushing screw. The independent rotation of the four-blade main, steering and pushing screws is synchronized. Takeoff thrust-weight ratio of the power plant (SU), which allows for a short hanging time, to have a target load of 1000 kg with a take-off weight of 8006 kg. With a maximum flight speed of up to 407 km / h, a flight range of up to 1400 km and a practical ceiling of 7925 m, the Lockheed AN-56 “Cheyenne” high-speed helicopter can be used for escorting airborne transport helicopters.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет одновинтовой несущей схемы с рулевым винтом, снабженный на конце хвостовой балки отдельным толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета, имеет повышенное аэродинамическое сопротивление, сложную схему редуцирования при независимом вращении трех винтов, но и большую паразитную массу, малую весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что СУ включает один турбовальный двигатель и, тем самым, снижает надежность крейсерского полета при его отказе. Третья - это то, что в вертолете одновинтовой схемы имеют место непроизводительные средние затраты 12-16% мощности СУ на привод рулевого винта, необходимость длиной хвостовой балки, агрегатов хвостовой трансмиссии и опасность, создаваемая рулевым винтом, смонтированным на конце горизонтального оперения, для наземного персонала. Четвертая - это то, что вес рулевого и тягового винтов вместе с хвостовой балкой и агрегатами трансмиссии составляет до 18% веса пустого вертолета и имеет тенденцию к увеличению с ростом взлетного его веса. Пятая - это то, что крыло и хвостовое оперение не имеют поверхностей управления, что предопределяет для управления по крену и тангажу необходимость постоянного вращения нагруженного несущего винта и работой автомата перекоса и при авторотации последнего не позволяет эффективно использовать его для продольно-поперечного управления. Шестая - это то, что при висении поток от несущего винта, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю в вертикальной его тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги несущего винта и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. А по мере роста скорости горизонтального полета проблема также усугубляется, поскольку на отступающей стороне несущего винта возникает участок, в котором абсолютная скорость его лопастей относительно воздуха становится практически нулевой и этот участок лопастей, естественно, в создании подъемной силы не участвует, что ухудшает уравновешивание в поперечном канале, особенно, из-за расположения этого участка как раз над прямым крылом. Седьмая - это то, что несущий винт изменяемого шага и с управлением циклического его шага значительно осложняет конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Кроме того, один двигатель СУ и отсутствие средств спасения (например, отделяемая кабина на парашюте) в случае его отказа и выхода из строя рулевого и несущего винта (например, отстрел лопастей несущего винта и катапультирование пилотов на парашюте)) снижает безопасность, а отсутствие над несущим винтом верхнего крыла с углом (ψ>0) поперечного V исключает возможность использования средств как десантирования на парашюте, так и спасения, но и стыковки-расстыковки без их соприкосновения с несущим винтом.Reasons that impede the task: the first is that a single-rotor helicopter with a tail rotor, equipped with a separate pushing propeller at the end of the tail boom, used only in cruising flight modes, has increased aerodynamic drag, a complex reduction scheme with independent rotation of three propellers, but also a large parasitic mass, low weight return and radius of action. The second is that the SU includes one turboshaft engine and, thereby, reduces the reliability of the cruise flight in case of failure. The third one is that in a single-rotor helicopter there are unproductive average costs of 12-16% of the SU power for the tail rotor drive, the need for the length of the tail boom, tail transmission units and the danger posed by the tail rotor mounted at the end of the horizontal tail unit for ground personnel . The fourth is that the weight of the steering and traction propellers, together with the tail boom and transmission units, is up to 18% of the weight of an empty helicopter and tends to increase with increasing take-off weight. The fifth is that the wing and tail have no control surfaces, which predetermines the need for constant rotation of the loaded rotor and the operation of the swash plate for roll and pitch control and, when the latter is autorotated, does not allow its effective use for longitudinal-transverse control. The sixth one is that when the stream hangs from the rotor, it blows around the wing consoles and creates a significant total loss in its vertical thrust, it is braked and the high flow rates of the discarded from them predetermine the formation of vortex rings, which at low reduction speeds can drastically reduce the thrust of the rotor screw and create an uncontrollable fall situation, which reduces control stability and safety. And as the speed of horizontal flight increases, the problem also worsens, since on the backing side of the rotor there is a section in which the absolute speed of its blades relative to air becomes almost zero and this section of the blades, naturally, does not participate in the creation of lifting force, which worsens the transverse balancing canal, especially because of the location of this section just above the straight wing. The seventh is that the rotor of a variable pitch and with the control of its cyclic pitch significantly complicates the design, and the constant vibrations that occur during the operation of its swashplate, creating adverse conditions for the operation of other mechanisms and equipment. In addition, one SU engine and the absence of rescue equipment (for example, a detachable cabin with a parachute) in case of failure and failure of the tail rotor and main rotor (for example, shooting the main rotor blades and bailout pilots by parachute)) reduces safety, and the absence of the rotor of the upper wing with an angle (ψ> 0) of the transverse V excludes the possibility of using means of both parachute landing and rescue, but also docking-undocking without their contact with the rotor.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете модели Lockheed АН-56 «Cheyenne» (США) упрощения поперечной и продольной управляемости при висении, повышения скорости, высоты и дальности полета, а также показателей транспортной эффективности и уровня безопасности посредством размещения верхнего крыла между несущим винтом и контейнером парашюта, но и выполнения технологии как десантирования и спасения на парашюте, так и стыковки/расстыковки с выдвижными ответными узлами самолета-носителя.The present invention solves the problem in the aforementioned known high-speed helicopter model Lockheed AN-56 "Cheyenne" (USA) simplify lateral and longitudinal controllability when hanging, increase speed, altitude and range, as well as indicators of transport efficiency and level of safety by placing the upper wing between the main rotor and the container of the parachute, but also the implementation of the technology of both landing and rescue on the parachute, and docking / undocking with retractable response nodes of the carrier aircraft.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета Lockheed АН-56 «Cheyenne», наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен как по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими рулевыми винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу, так и аэродинамической схеме биплан, создающей распределенную разгрузку или авторотирующего, или нагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на полой опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе, имеющем в передней части ответную часть узла стыковки/расстыковки жесткой системы крепления, а в верхней автоматически раскрываемой части - контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, которая смонтирована совместно с узлом стыковки/расстыковки и центропланом стреловидного верхнего крыла, образующего с низкорасположенным прямым крылом обратной стреловидности (КОС) как бы схему биплан большой высоты с крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего и верхнего крыла от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передней их кромкам χ=-20° и χ=+20°, образующим с разнонаправленной стреловидностью Х-образную в плане конфигурацию, но и концепции заднего размещения четырехвинтовой движительно-рулевой системы (ДРС) как с рулевыми верхним и нижним винтами, так и тягово-рулевыми с отклоняемым вектором тяги винтами в левом и правом кольцевых каналах, создающими при вертикальном взлете/посадке или висении соответственно разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего как управления по крену и курсу с компенсацией реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и интенсивной обдувкой предварительно синфазно отклоненных развитых рулей высоты, изменяющих продольную балансировку и установленных на выходе снизу и сверху от центра каждого кольцевого канала, при этом в носовой части под фюзеляжем по продольной его оси смонтирована выдвижная штанга, обеспечивающая в выдвинутом ее положении вынос за диск вращения лопастей несущего винта на ее конце ответную часть узла стыковки/расстыковки гибкой системы захвата, крепления и подтягивания, причем управляющие моменты для поперечной балансировки осуществляются при разновеликой тяге верхнего и нижнего меньших винтов совместно при дифференциальном отклонении рулей высоты левого и правого кольцевых каналов и при их последующем обдуве соответствующими средними винтами, размещенными на консолях стреловидного стабилизатора, смонтированного за вертикальным оперением, образующим в поперечной плоскости как бы крестообразное хвостовое оперение, верхний и нижний трапециевидные кили которого, имеющие профили с их толщиной равновеликой длине соответствующего кольцевого канала с меньшим винтом, нижний киль из которых снабжен на его законцовке амортизационной стойкой заднего колеса и рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части, обеспечивающей стойке заднего колеса возможность управляемого разворота кормовой части его фюзеляжа при рулении и на земле, при этом консоли нижнего КОС, выполненные с возможностью синхронного их поворота в плоскости хорды крыла вперед по полету и поворачивания их в соответствующие боковые ниши при трансформации схемы биплан в моноплан и для удобства его размещения в грузовом отсеке самолета-носителя, снабжены по всему их размаху односекционными закрылками с внешними флапперонами, имеющими корневую хорду в 19/11 раза больше концевой хорды и возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно только при повернутых из соответствующих боковых ниш консолей в полетное состояние, соответствующее условиям, повышающим продольную устойчивость для взлета/посадки с коротким разбегом/пробегом и вертикального взлета, посадки или висения, но и образующими при максимальном их отклонении как бы КОС "обратного сужения", создающего в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущего винта возможность и уменьшения на 8% потерь подъемной силы от обдувки консолей КОС, и препятствования обратному перетеканию воздушного потока, причем несущий четырехлопастной винт выполнен с возможностью фиксированной остановки и автоматического складывания вперед по полету соответствующих двух лопастей и с последующим их размещением по обе стороны от оси симметрии, а каждая консоль стреловидного крыла, снабженного только после складывания лопастей несущего винта возможностью синхронного поворота вниз и их расположения на соответствующих бортах фюзеляжа для удобства его размещения в грузовом отсеке самолета-носителя и имеющего положительный угол поперечного V и выпукло-вогнутый профиль, снабжена с соответствующим профилем концевой частью, выполненной в виде трехэлементного разрезного устройства с несущими поверхностями, смонтированными между его внутренней и концевой плоских шайб и обеспечивающими при вертикальной их обдувке воздушным осевым потоком от несущего винта увеличение коэффициента подъемной силы от крыла при вертикальном взлете/посадке и висении, при этом каждое разрезное устройство выполнено в виде трех разновеликих по ширине крыльев, имеющих несимметричный плосковыпуклый профиль и смонтированных между внутренней и концевой шайб в сборке с перекрытием каждой задней кромкой последующей передней таким образом, что, повторяя выпукло-вогнутый профиль стреловидного крыла с двумя равновеликими щелевыми проходами, образуют среднюю аэродинамическую хорду (САХ) в их сборке равной 15/16 от суммы фактических САХ трех их крыльев, переднее и заднее из которых выполнены равновеликими по ширине и с меньшей их САХ, имеющей величину 3/4 от САХ среднего более широкого крыла, причем в несущей схеме с ДРС при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей силовой установки (СУ), перераспределяемая главным и промежуточным редукторами на несущий винт и четырехвинтовую ДРС соответственно 80% и 20% от располагаемой взлетной ее мощности, а 20% мощности из которых, передаваемых соответственно на два средних флюгерно-реверсивных винта в кольцевых каналах левый с правым и на два меньших винта верхний с нижним в соответствующих в кольцевых каналах распределяются соответственно 10% и 12% между ними, а 10% и 12% мощности из которых, в свою очередь, распределяются поровну между винтами в каждой из соответствующих их группах, а при создании маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой средних винтов в кольцевых каналах, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора и промежуточный редуктор на средние винты в кольцевых каналах, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный редуктор на несущий винт, но и обратно, при этом система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от турбодизельных или турбовальных двигателей (ТДД или ТВаД), расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту посредством основного выходного вала главного редуктора, имеющего кормовой выходной продольный вал, связанный с входным валом заднего промежуточного редуктора четырехвинтовой ДРС, выполненного в поперечной плоскости крестообразной конфигурации с вертикальными верхним и нижним и поперечными левым и правым выходными валами, связанными соответственно с двумя меньшими и двумя средними винтам в кольцевых каналах, причем входные валы нижнего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТДД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет с автоматическим открытием верхней части контейнера с парашютами соответственно для горизонтального полета с работающими средними винтами и на режиме близком к самовращению несущего винта или аварийной посадки с парашютной системой и авторотирующим несущим винтом, при этом отклонение закрылок с флапперонами на нижнем КОС выполняется автоматически на минимальный или максимальный угол и изменяется соответственно от скорости, высоты полета или на режиме аварийной посадки с авторотирующим несущим винтом при флюгерном положении средних винтов с одновременным автоматическим ускоренным отклонением вниз как закрылок нижнего КОС, так и синфазным отклонением вниз рулей высоты.Distinctive features of the invention from the above-mentioned well-known high-speed helicopter Lockheed AN-56 "Cheyenne", which is closest to it, are the fact that it is made using multi-mode aerodynamic control technology that provides multi-tail rotors with extra maneuverability and balance in pitch, roll and heading , and the aerodynamic design of the biplane, which creates distributed unloading of either an autorotating or loaded rotor without controlling the cyclic change of its pitch and with by fastening its blades mounted on a hollow support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the main rotor gearbox, and the upper one is centered relative to its shaft using a bearing assembly so that it protrudes from the shaft the upper part of the hollow support is fixed in a teardrop-shaped fairing having in the front part a mating part of the docking / undocking unit of the rigid fastening system, and in the upper part it is automatically opened Asti - a container with an exhaust and main parachute, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which is mounted together with the docking / undocking unit and the center section of the arrow-shaped upper wing, which forms a high-altitude biplane with wings with a low-lying straight backward sweep wing (CBS) large elongation and removal of the end chords of the lower and upper wing from their root chords forward and backward in flight, respectively, with sweep along their front edges χ = -20 ° and χ = + 20 °, forming with different X-shaped configuration in terms of sweep, but also the concept of rear placement of the four-screw propulsion-steering system (LRS) with both upper and lower propellers and traction-steering with thrust vector deflected propellers in the left and right annular channels creating vertical take-off / landing or hovering, respectively, equal and equal thrusts for both roll and heading control corresponding to the reactive moment arising from the rotation of the main rotor and intensive blowing previously in-phase deviated developed elevators that change the longitudinal balancing and are installed at the outlet below and above the center of each annular channel, while in the bow under the fuselage along its longitudinal axis a retractable rod is mounted, which ensures that the rotor blades rotate beyond the rotational disk in its extended position at its end, the mating part of the docking / undocking unit of the flexible gripping, fastening and pulling system, and the control moments for lateral balancing are carried out at different face thrust of the upper and lower smaller screws together with the differential deviation of the elevators of the left and right annular channels and with their subsequent blowing with the corresponding middle screws located on the arms of the arrow-shaped stabilizer mounted behind the vertical tail, forming in the transverse plane a cross-shaped tail unit, the upper and whose lower trapezoid keels, having profiles with their thickness equal to the length of the corresponding annular channel with a smaller screw, the lower keel from which is equipped at its tip with an amortization strut of the rear wheel and a rudder made in the form of a one-piece rotary end part, which provides the rear axle strut with the possibility of a controlled turn of the aft part of its fuselage when taxiing and on the ground, while the lower braces are designed to synchronously turning in the plane of the wing chord forward in flight and turning them into the corresponding side niches during transformation of the biplane scheme into a monoplane and for the convenience of its placement in the cargo compartment, the plane a-carriers, equipped with a single-section flaps with outer flappers with a root chord 19/11 times larger than the end chord and the possibility of their deflection by 20 ° / 40 ° and 75 °, respectively, only when turned from the corresponding side niches of the consoles flight condition corresponding to conditions that increase the longitudinal stability for take-off / landing with a short take-off / run and vertical take-off, landing or hover, but also forming, when they are maximally deflected, a kind of backward contraction which creates the zone of maximum inductive air flow velocities from the main rotor, it is possible to reduce by 8% the loss of lift due to blowing of the KOS consoles, and to prevent the backflow of air flow, and the main four-bladed rotor is made with the possibility of a fixed stop and automatic folding forward of the respective two blades and with their subsequent placement on both sides of the axis of symmetry, and each console swept wing, equipped only after folding the rotor blades and the possibility of synchronous rotation down and their location on the respective sides of the fuselage for the convenience of its placement in the cargo compartment of a carrier aircraft and having a positive transverse angle V and a convex-concave profile, is equipped with a corresponding end part made in the form of a three-element cutting device with bearing surfaces mounted between its inner and end flat washers and providing, when vertically blown by air axial flow from the rotor, an increase in the coefficient nta lifting force from the wing during vertical take-off / landing and hovering, and each cutting device is made in the form of three wings of different sizes, having an asymmetric plane-convex profile and mounted between the inner and end washers in the assembly with each subsequent front edge overlapping in such a way that, repeating the convex-concave profile of the swept wing with two equal slotted passages, they form the average aerodynamic chord (SAX) in their assembly equal to 15/16 of the sum of the actual SAX of three and x wings, the front and rear of which are made equal in width and with a smaller MAR, having a value of 3/4 of the MAR of the middle wider wing, moreover, in the carrier circuit with DLS during vertical take-off / landing and hovering, the power of the engines of the power plant (SU) redistributed by the main and intermediate gearboxes to the main rotor and four-screw DLS, respectively, 80% and 20% of its available take-off power, and 20% of the power of which, respectively, are transferred to the two middle vane-reversing screws in the annular channels, left the upper and lower screws in the right and two smaller screws in the corresponding in the annular channels are respectively distributed 10% and 12% between them, and 10% and 12% of the power of which, in turn, are distributed equally between the screws in each of their respective groups, and when creating marching thrust for horizontal translational high-speed flight with providing both a third higher and second average, or first lower speed, respectively, after both vertical or short take-off in the flight configuration of a helicopter and a winged autog the caliber or rotorcraft in its reloading variant is 5% or 15% more than the normal take-off weight with the rotor rotated, respectively, in autorotation modes or close to its self-rotation when it creates propulsive thrust together with the mid-thrust propeller thrust in the annular channels provided by operating engines, issuing 60% or 70% of the take-off power of the SU, 55% of the power of which is redistributed through the aft output shaft of the main gearbox and the intermediate gearbox to the middle screws in the annular channels, and the rest from 60% or 70% of the power is redistributed through the main gearbox to the main rotor, but also vice versa, while the transmission system includes a multi-threaded two-level main gearbox, which provides take-off power transmission, for example, from turbodiesel or turboshaft engines (TDD or TVAD) located in the engine compartment of the fuselage, to the main rotor through the main output shaft of the main gearbox having a stern output longitudinal shaft connected to the input shaft of the rear intermediate gearbox of the four-screw DLS, A cross-shaped configuration in the transverse plane with vertical upper and lower and transverse left and right output shafts connected respectively with two smaller and two middle screws in the annular channels, the input shafts of the lower level of the main gearbox located in the direction of flight beyond the center of mass and both the sides from the axis of symmetry are connected with two TDDs located behind the corresponding input shafts and made to select their take-off power with the front output of the shaft, each of the latter learning the synchronization system, it is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight, any excess TDD and any one in case of failure or both TDDs in case of failure, a control signal for automatically changing the flight configuration to a winged gyroplane or helicopter with automatic opening of the upper part of the container with parachutes, respectively, for horizontal flight with working medium propellers and in a mode close to self-rotation of the rotor or emergency landing adki with a parachute system and an autorotating rotor, while the flaps with flappers on the lower CBS are deflected automatically to the minimum or maximum angle and change respectively from speed, flight altitude or in the emergency landing mode with an autorotating rotor when the middle screws are vane with simultaneous automatic accelerated downward deflection of both the lower CBS flap and in-phase downward deviation of elevators.

Кроме того, с целью увеличения пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального поступательного полета верхний и нижний кольцевые каналы с меньшими толкающими винтами, имеющими одинаковое направление их вращение между собой, снабжены возможностью во время крейсерского полета их синхронного поворота внутри соответствующего киля на угол 90° вокруг вертикальной их оси, таким образом, что пропульсивные их тяги после соответствующего поворота, направленные строго по плоскости симметрии, создающие в поперечной плоскости совместно с двумя пропульсивными тягами средних винтов, имеющих одинаковое направление их вращение между собой, но противоположное с меньшими винтами и смонтированных в поворотных кольцевых каналах, как бы две пары сил, одна из них разнесена от продольной оси хвостовой балки по вертикали, а другая - по горизонтали, при этом меньшие и средние винты, представляющие собой многолопастные вентиляторы, выполнены с большой круткой их лопастей и смонтированы в кольцевых каналах небольшой длины, причем он выполнен с возможностью как опционального управления при ручном пилотировании, так и с рабочей станцией в двухместном экипаже для дистанционного управления другим при их совместном групповом использовании, при этом для увеличения беспосадочного полетного времени выдвижная подфюзеляжная его штанга выполнена с возможностью приема и подачи в топливные баки авиатоплива, перекачиваемого с самолета-носителя, снабженного системой дозаправки в воздухе, причем законцовка нижнего киля за вспомогательной опорой заднего колеса, выполненная в виде раскрываемого контейнера, снабжена системой предохранительного баллонета, который до приземления автоматически надувается бортовым эжекторным устройством и, защищая нижний киль от ударной нагрузки, совместно с энерго поглощающими стойками колесного шасси смягчает приземление или аварийную посадку на парашютной спасательной системе.In addition, with the aim of increasing propulsive thrust and increasing the speed of horizontal translational flight, the upper and lower annular channels with smaller pushing screws having the same direction of rotation between them are equipped with the possibility of their simultaneous rotation within the corresponding keel by an angle of 90 ° around the vertical during a cruise flight their axes, so that their propulsive thrusts after a corresponding rotation, directed strictly along the plane of symmetry, creating in the transverse plane together with two propulsive rods of middle screws having the same direction of rotation between them, but opposite with smaller screws and mounted in rotary annular channels, as if two pairs of forces, one of them spaced vertically from the longitudinal axis of the tail boom, and the other horizontally, the smaller and middle screws, which are multi-blade fans, are made with a large twist of their blades and mounted in annular channels of short length, and it is made with the possibility of optional control during manual piloting, and with a workstation in a two-seater crew for remote control by another when they are used in a group, while to increase non-stop flight time, its extendable ventral rod is made with the possibility of receiving and supplying aviation fuel pumped from a carrier aircraft to the fuel tanks, equipped with a system of refueling in the air, and the tip of the lower keel behind the auxiliary support of the rear wheel, made in the form of an openable container, is equipped with a pre protective ballonet which automatically inflates before landing board and ejector device, protecting the bottom of the keel of the impact load, together with the energy absorbing struts wheeled chassis softens landing or crash landing on rescue parachute system.

Кроме того, с целью возможности взаимодействия с пилотируемым самолетом-носителем (ПСН) он снабжен возможностью выполнения технологии или десантирования на парашюте, или стыковки/расстыковки с выдвижным ответным узлом жесткой системы крепления ПСН, оснащенного низкорасположенным передним горизонтальным оперением (ПГО) с рулями высоты, имеющим возможность изменения угла стреловидности ПГО и синхронного отклонения в плоскости хорды его консолей назад и вперед на углы как с обратной (χ=-10°), так и до прямой (χ=+30°) стреловидности, но и обратно, соответствующие условиям, повышающим продольную устойчивость соответственно как при взлете-посадке ПСН и выдвижении назад из заднего люка верхней балки с узлом жесткой системы крепления, так и крейсерском полете, а выдвижная по продольной оси ПСН с раскрытого заднего люка верхняя балка, имеющая на ее конце узел стыковки/расстыковки жесткой системы крепления и для его приема на борт, и для обратной операции во время барражирующего полета ПСН, снабженного нижней с дистанционным управлением грузовой лебедкой, снабженной тросом, имеющим на его конце конусный ловитель с захватом, позволяющим на расстоянии кратно превышающим вылет выдвижной балки ПСН совершить безопасный подлет к нему в полетной конфигурации вертолета и выполнить после выравнивания скоростей их полета предварительное пристыковывание посредством гибкой системы крепления с ответной частью, размещенной на конце нижней выдвижной его штанги, и выполнен трансформируемым в полетную конфигурацию самолета-биплана посредством остановки упомянутого несущего его винта и складывания соответствующих двух его лопастей с одновременным поворотом меньших винтов для увеличения движительной его системы с двух- в четырехвинтовую, при этом после совершения вертолетом трансформации в четырехвинтовой самолет-биплан и со сложенным упомянутым несущим винтом и предварительного его пристыковывания к ПСН гибкой системой, которая грузовой лебедкой подтягивает к основному узлу стыковки/расстыковки жесткой системы захвата и крепления с автоматическим соблюдением его автопилотом как соосности двух узлов стыковки жесткой системы захвата и крепления, так и поступательного подлета равновеликого с требуемым при этом его подтягиванием вдоль оси ПСН грузовой лебедкой к основному верхнему узлу жесткой системы крепления на конце выдвижной балки ПСН, который, взаимодействуя с ответной частью узла жесткой системы его крепления, расположенного в передней части каплевидного обтекателя верхнего его крыла, и пристыковываясь, обеспечивая жесткую систему крепления, происходит складывание частей верхнего стреловидного крыла и поворачивания в ниши консолей КОС и втягивание с ним верхней балки ПСН в грузовой отсек и одновременным автоматическим подкручиванием троса гибкой системы крепления ПСН, но и его приема после выпуска шасси на борт последнего, причем при беспарашютном десантировании со средней высоты полета до 4000 м с использованием выдвижной балки ПСН производится в обратном порядке, только после срабатывания узлов при расстыковке жесткой системы крепления, а отделение от нее производится после запуска его двигателей двумя способами или в полетной конфигурации вертолета, или самолета-биплана соответственно с вращающимся нагруженным несущим винтом или со сложенным несущим винтом, а его отделение от гибкой системы крепления осуществляется в бес- и буксировочном полете соответственно одновременно и после убирания балки в грузовой отсек транспортного ПСН.In addition, for the purpose of being able to interact with a manned carrier aircraft (PSN), it is equipped with the ability to perform technology or parachute landing, or dock / undock with a retractable mating unit of a rigid PSN fastening system equipped with a low-lying front horizontal tail (PGO) with elevators, having the ability to change the sweep angle of the PGO and synchronous deviation in the chord plane of its consoles back and forth by angles from both the inverse (χ = -10 °) and straight (χ = + 30 °) sweeps, but also the inverse o, corresponding to conditions that increase longitudinal stability, respectively, both during take-off and landing of the PSN and the backward extension of the upper beam with the rigid attachment system, and cruising flight, and the upper beam sliding along the longitudinal axis of the PSN from the open rear sunroof, having on it at the end, the docking / undocking unit of the rigid fastening system both for receiving it on board and for reverse operation during the barrage flight of the PSN equipped with a lower, remote-controlled cargo winch equipped with a cable having at its end, a cone catcher with a grip that allows at a distance multiple times the take-off of the PSN retractable beam to make a safe approach to it in the helicopter’s flight configuration and, after aligning their flight speeds, pre-dock using a flexible fastening system with a counterpart located at the end of its lower retractable rod , and is made transformable into the flight configuration of a biplane by stopping said rotor and folding its corresponding two aircraft the mouth with simultaneous rotation of the smaller screws to increase its propulsion system from two to four-screw, while after making the helicopter transform into a four-screw biplane and with the rotor mentioned above folded and first docking it to the PSN with a flexible system that pulls the cargo winch to the main unit docking / undocking of the rigid gripping and fastening system with automatic compliance by its autopilot as the alignment of the two nodes of the docking of the rigid gripping and fastening system, and the access approach is the same with the required hoist along the PSN axis with the cargo winch to the main upper node of the rigid fastening system at the end of the PSN retractable beam, which, interacting with the counterpart of the rigid fastening system node located in front of the tear-shaped fairing of its upper wing, and docking, providing a rigid fastening system, the parts of the upper swept wing are folded and the KOS consoles are turned into niches and the upper PSN beam is retracted with it in gr call-up compartment and simultaneous automatic tightening of the cable of the flexible PSN fastening system, but also its reception after landing the chassis onto the latter, moreover, when parachute-free landing from an average flight height of up to 4000 m using the retractable beam, the PSN is performed in the reverse order, only after the nodes are disconnected rigid mounting system, and separation from it is made after starting its engines in two ways, either in the flight configuration of a helicopter or a biplane, respectively, with a rotating heat by a main rotor or with a rotor folded, and its separation from a flexible fastening system is carried out in a tow-free and towing flight, respectively, simultaneously and after the beam is removed in the cargo compartment of the transport PSN.

Кроме того, с целью повышения аэродинамического качества упомянутый несущий винт с фиксированной остановкой и автоматическим складыванием лопастей, выполнен трехлопастным и смонтирован на телескопическом валу его вращения, но и снабжен после складывания назад по полету соответствующих двух лопастей возможностью последующего его опускания и размещения со сложенными его лопастями в автоматически раскрываемом верхнем надфюзеляжном обтекателе, при этом с целью упрощения конструкции, исключения поперечных валов трансмиссии и достижения в полетной конфигурации самолета-биплана высоких скоростей полета до 750 км/ч за счет создания пропульсивной реактивной тяги силовая установка снабжена двумя задними турбовинтовентиляторными двигателями с большой степенью двухконтурности, смонтированными на поворотных консолях упомянутого стабилизатора таким образом, что их турбокомпрессоры установлены в гондолах на верхней части стабилизатора, а закопотированные кольцевые обтекатели с многолопастными винтовентиляторными движителями, выполненными в виде флюгерно-реверсивных соосных пропеллеров с противоположным их вращением и большой круткой их саблевидных лопастей, вынесены за передние кромки стабилизатора, образуя с последними в точках их соприкосновения совместную удобообтекаемую конструкцию.In addition, in order to increase the aerodynamic quality, the rotor with a fixed stop and automatic folding of the blades is made three-bladed and mounted on the telescopic shaft of its rotation, but it is also equipped after folding the corresponding two blades backwards after flight to lower it and place it with its blades folded in the automatically disclosed upper dorsal fairing, while in order to simplify the design, exclude the transverse shafts of the transmission and achieved In the flight configuration of a high-speed biplane aircraft up to 750 km / h, the propulsion system is equipped with two rear turbofan engines with a large bypass ratio mounted on the rotary consoles of the said stabilizer in such a way that their turbocompressors are mounted in nacelles on the upper parts of the stabilizer, and kopotirovannye ring fairings with multi-blade propeller-driven engines made in the form of vane-reversing with axle with opposite propellers their rotation and high-twist their saber blades taken out by the front edge of the stabilizer to form with the latter at the points of contact joint of streamlined design.

Благодаря наличию отличительных признаков предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета модели Lockheed АН-56 «Cheyenne» (США), наиболее близкого к нему, является то, что возможно реализовать беспилотный скоростной десантируемый вертолет (БСДВ), который, являясь компонентом летающего авианосца, выполнен как по технологии многорежимного аэродинамического управления, обеспечивающего разновеликими винтами сверхманевренность и балансировку по тангажу, крену и курсу, так и аэродинамической схеме биплан, создающей распределенную разгрузку авторотирующего ненагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, смонтированного на полой опоре, установленной соосно внутри вала несущего винта, которая жестко закреплена своим нижним концом к корпусу внутренней нижней части главного редуктора несущего винта, а верхним сцентрирована относительно его вала при помощи подшипникового узла таким образом, что выступающая из вала верхняя часть полой опоры закреплена в каплевидном обтекателе, имеющем в передней части ответную часть узла стыковки/расстыковки жесткой системы крепления, а в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, которая смонтирована совместно с узлом стыковки/расстыковки и центропланом стреловидного верхнего крыла, образующего с низкорасположенным прямым крылом обратной стреловидности (КОС) как бы схему биплан большой высоты с крыльями большого удлинения и выносом концевых хорд нижнего и верхнего крыла от их корневых хорд вперед и назад по полету соответственно со стреловидностью по передней их кромкам χ=-20° и χ=+20°, образующим с разнонаправленной стреловидностью Х-образную в плане конфигурацию, но и концепции заднего размещения четырехвинтовой ДРС как с рулевыми верхним и нижним винтами, так и тягово-рулевыми с отклоняемым вектором тяги винтами в левом и правом кольцевых каналах, создающими при вертикальном взлете/посадке или висении соответственно разновеликие и равновеликие тяги для соответствующего как управления по крену и курсу с компенсацией реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта, так и интенсивной обдувкой предварительно синфазно отклоненных развитых рулей высоты, изменяющих продольную балансировку и установленных на выходе снизу и сверху от центра каждого кольцевого канала. При этом управляющие моменты для поперечной балансировки осуществляются при разновеликой тяге верхнего и нижнего меньших винтов совместно при дифференциальном отклонении рулей высоты левого и правого кольцевых каналов и их последующем обдуве соответствующими средними винтами. Левый и правый средние винты в кольцевых каналах смонтированы на консолях стреловидного стабилизатора за вертикальным оперением, образующим как бы крестообразное хвостовое оперение, верхний и нижний трапециевидные кили которого, имеющие профили с их толщиной равновеликой длине соответствующего кольцевого канала с меньшим винтом, нижний киль из которых снабжен на его законцовке амортизационной стойкой заднего колеса и рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части, обеспечивающей стойке заднего колеса возможность управляемого разворота кормовой части его фюзеляжа при рулении и на земле. Консоли нижнего КОС, выполненные с возможностью синхронного их поворота в плоскости хорды крыла вперед по полету и поворачивания их в соответствующие боковые ниши при трансформации схемы биплан в моноплан и для удобства его размещения в грузовом отсеке самолета-носителя. В несущей схеме с ДРС при вертикальном взлете/посадке и висении мощность двигателей СУ, перераспределяемая главным и промежуточным редукторами на несущий винт и четырехвинтовую ДРС соответственно 80% и 20% от располагаемой взлетной ее мощности, а 20% мощности из которых, передаваемых соответственно на два средних флюгерно-реверсивных винта в кольцевых каналах левый с правым и на два меньших винта верхний с нижним в соответствующих в кольцевых каналах распределяются соответственно 10% и 12% между ними, а 10% и 12% мощности из которых, в свою очередь, распределяются поровну между винтами в каждой из соответствующих их группах, а при создании маршевой тяги для горизонтального поступательного скоростного полета с обеспечением как третьей большей и второй средней, так или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так или короткого взлета в полетной конфигурации вертолета и крылатого автожира или винтокрыла в перегрузочном его варианте на 5% или 15% больше от нормального взлетного веса при вращающемся несущем винте соответственно на режимах авторотации или близком к его самовращению при создании им пропульсивной тяги совместно с маршевой тягой средних винтов в кольцевых каналах, обеспечиваемой работающими двигателями, выдающими 60% или 70% от взлетной мощности СУ, 55% мощности из которых перераспределяется через кормовой выходной вал главного редуктора и промежуточный редуктор на средние винты в кольцевых каналах, а остальные из 60% или 70% мощности перераспределяются через главный редуктор на несущий винт, но и обратно.Due to the presence of the distinguishing features of the present invention from the above-mentioned well-known high-speed helicopter model Lockheed AN-56 "Cheyenne" (USA), which is closest to it, it is possible to realize an unmanned high-speed landing helicopter (BSDV), which, being a component of a flying aircraft carrier, It is made both according to multimode aerodynamic control technology, which provides ultra-maneuverability and balancing of pitch, roll and heading with different-sized propellers, as well as a biplane aerodynamic design that creates Distributed unloading of an autorotating unloaded rotor without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades mounted on a hollow support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the internal lower part of the main rotor gearbox, and the upper one is centered relative to its shaft with a bearing assembly in such a way that the upper part of the hollow bearing protruding from the shaft is fixed in a teardrop-shaped fairing having in the front part, the mating part of the docking / undocking unit of the rigid fastening system, and in the upper automatically opening part, the container with the exhaust and main parachutes, the slings of the latter are mounted on the upper part of the hollow support, which is mounted together with the docking / undocking unit and the center section of the swept upper wing forming with a low-lying straight wing of reverse sweep (CBS), as it were, a high-altitude biplane with wings of great elongation and the extension of the terminal chords of the lower and upper wing from their core neva chords forward and backward in flight, respectively, with a sweep along their leading edges χ = -20 ° and χ = + 20 °, forming an X-shaped configuration with different directional sweep, but also the concept of rear placement of a four-screw DLS as with steering upper and lower propellers, and traction-steering with a thrust vector deflected by screws in the left and right annular channels, creating, during vertical take-off / landing or hovering, correspondingly different and equal thrusts for corresponding roll and heading control with compensation by reactive moment arising during the rotation of the rotor, and by intensive blowing of previously in-phase deviated elevators that change the longitudinal balancing and are installed at the outlet below and above the center of each annular channel. At the same time, control moments for lateral balancing are carried out with a different thrust of the upper and lower smaller screws together with a differential deviation of the elevators of the left and right ring channels and their subsequent blowing with the corresponding middle screws. The left and right middle screws in the annular channels are mounted on the consoles of the arrow-shaped stabilizer behind a vertical tail that forms like a cruciform tail, the upper and lower trapezoid keels of which having profiles with their thickness equal to the length of the corresponding ring channel with a smaller screw, the lower keel of which is equipped at its tip, the suspension strut of the rear wheel and the rudder, made in the form of a one-piece rotary end part, which provides the rear wheel strut awn-managed turning the stern of its fuselage when taxiing on the ground. Consoles of the lower CBS, made with the possibility of their simultaneous rotation in the plane of the chord of the wing forward along the flight and turning them into the corresponding side niches during transformation of the biplane scheme into a monoplane and for the convenience of its placement in the cargo compartment of the carrier aircraft. In the main circuit with DLS during vertical take-off / landing and hovering, the power of SU engines redistributed by the main and intermediate gears to the main rotor and four-screw DLS is 80% and 20% of its available take-off power, and 20% of which are transmitted respectively to two the middle vane-reversing screws in the annular channels are left-handed with the right and two smaller screws with the upper and lower screws in the corresponding in the annular channels are distributed respectively 10% and 12% between them, and 10% and 12% of the power of which, in turn are distributed equally between the propellers in each of their respective groups, and when creating marching thrust for horizontal translational high-speed flight with ensuring both the third higher and second average, or the first lower speed, respectively, after both vertical or short take-off in the flight configuration of the helicopter and winged gyroplane or rotorcraft in its reloading version is 5% or 15% more than the normal take-off weight with a rotating rotor, respectively, in autorotation modes or close m to its self-rotation when it creates propulsive thrust together with the mid-thrust propeller thrust in the annular channels, provided by working engines that produce 60% or 70% of the take-off power of the SU, 55% of which is redistributed through the aft output shaft of the main gearbox and the intermediate gearbox to middle screws in the annular channels, and the rest of 60% or 70% of the power is redistributed through the main gearbox to the main rotor, but also vice versa.

Система трансмиссии, включающая многопоточный двухуровневый главный редуктор, обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от ТДД, расположенных в моторном отсеке фюзеляжа, к несущему винту посредством основного выходного вала главного редуктора, имеющего вспомогательный выходной продольный вал, связанный с входным валом кормового промежуточного редуктора четырехвинтовой ДРС, выполненного в поперечной плоскости крестообразной конфигурации с вертикальными верхним и нижним и поперечными левым и правым выходными валами, связанными соответственно с двумя меньшими и двумя средними винтам в кольцевых каналах. Входные валы нижнего уровня главного редуктора, расположенные по направлению полета за центром масс и по обе стороны от оси симметрии, связаны с двумя ТДД, размещенными сзади от соответствующих входных валов и выполненными для отбора взлетной их мощности с передним выводом вала, каждый из последних, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ТДД и один любой в случае его отказа или оба ТДД при их отказе, управляющий сигнал на автоматическое изменение полетной конфигурации в крылатый автожир или вертолет с автоматическим открытием верхней части контейнера с парашютами соответственно для горизонтального полета с работающими средними винтами и на режиме близком к самовращению несущего винта или аварийной посадки с парашютной системой и авторотирующим несущим винтом. Что позволит повысить скорость, высоту и дальность полета сверхманевренного БСДВ с технологией многорежимного аэродинамического управления балансировкой по тангажу, крену и курсу и компенсацией реактивного крутящего момента посредством четырехвинтовой движительно-рулевой системы при выполнении технологии вертикального и короткого взлета/посадки (ВВП и КВП), но и короткого взлета и вертикальной посадки (КВВП), особенно, после его десантирования с транспортного ПСН, имеющего с раскрытого заднего люка выдвижную верхнюю балку с узлом стыковки/расстыковки на ее конце как для приема его на борт, так и для обратной операции. Кроме того, при вертикальном подъеме грузов это позволит увеличить полезную нагрузку, взлетный вес и весовую отдачу, но и повысить безопасность с парашютной системой спасение, а также транспортную и топливную эффективность при скоростном горизонтальном полете и, особенно, многоцелевого БСДВ тяжелого классаA transmission system including a multi-threaded two-level main gearbox that provides take-off power, for example, from a TDD located in the engine compartment of the fuselage, to the main rotor through the main output shaft of the main gearbox, which has an auxiliary output longitudinal shaft connected to the input shaft of the four-screw DLS aft intermediate gearbox made in the transverse plane of a cruciform configuration with vertical upper and lower and transverse left and right output shafts, data, respectively, with two smaller and two middle screws in the annular channels. The input shafts of the lower level of the main gearbox, located in the direction of flight behind the center of mass and on both sides of the axis of symmetry, are connected with two TDDs located behind the corresponding input shafts and made to take off their power with the front output of the shaft, each of which forms the synchronization system is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight, any excess TDD and one any in the event of its failure or both TDD in case of their failure, controls signal to the automatic change in flight configuration winged gyroplane or helicopter operated opening top of the container with parachutes respectively for horizontal flight with working medium screws and close mode to the autorotation of the rotor or emergency landing parachute system and the windmilling rotor. This will increase the speed, altitude and flight range of the ultra-maneuverable BSVD with multi-mode aerodynamic control for pitch, roll and heading balancing and reactive torque compensation by means of a four-screw propulsion-steering system when performing vertical and short take-off / landing (GDP and KVP) technology, but and short take-off and vertical landing (KVVP), especially after its landing from the transport PSN, which has a retractable upper beam with a st forging / uncoupling, at its end for receiving it on board, and for the reverse operation. In addition, with vertical lifting of loads, this will increase payload, take-off weight and weight return, but also increase safety with a parachute rescue system, as well as transport and fuel efficiency in high-speed horizontal flight and, especially, heavy-duty multipurpose airborne vehicles

Предлагаемое изобретение БСДВ с летающего авианосца и одновинтовой несущей схемой, винт которой без автомата перекоса с четырехвинтовой ДРС обеспечивают варианты возможного его использования в условиях различной полетной конфигурации, которые иллюстрируются общими видами, представленными на фиг. 1.The proposed invention is a BDW with a flying aircraft carrier and a single-rotor supporting circuit, the screw of which without a swashplate with a four-screw DLS provides options for its possible use in various flight configurations, which are illustrated by the general views presented in FIG. one.

На фиг. 1 изображен БСДВ при возможном его использовании на общих видах сверху и сбоку соответственно а) и б) с нижним и верхним крыльями схемы биплан, образующими Х-образное крыло в плане, разгружающее нагруженный несущий винт:In FIG. Figure 1 shows the BSDV with its possible use in general top and side views, respectively a) and b) with the lower and upper wings of the biplane, forming an X-shaped wing in plan, unloading a loaded rotor:

а) в полетной конфигурации вертолета с четырехлопастным несущим винтом, нижним КОС, с верхним стреловидным крылом, имеющим трехэлементные разрезные устройства, и с расположенными в кольцевых каналах на конце фюзеляжа двумя меньшими, но и двумя средними винтами с рулями высоты, создающими управление по курсу и крену, но и тангажу при висении и скоростном горизонтальном его полете;a) in the flight configuration of a helicopter with a four-bladed main rotor, lower CBS, with an upper swept wing, with three-element cutting devices, and with two smaller but two middle rotors with elevators that create directional control located in the annular channels at the end of the fuselage roll, but also pitch when hanging and high-speed horizontal flight;

б) в полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла с несущей и движительной системами, включающей соответственно крылья схемы биплан с несущим винтом, авторотирующим или вращающимся на режиме близком самовращению, и два средних с двумя меньшими винтами в кольцевых каналах, создающих дополнительную пропульсивную тягу при крейсерском полете со скоростью 480 км/ч.b) in the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft with a carrier and propulsion systems, respectively comprising wings of a biplane circuit with a rotor, autorotating or rotating in close self-rotation mode, and two middle ones with two smaller screws in the annular channels, creating additional propulsive thrust during cruise flight at the speed of 480 km / h.

На фиг. 2 изображен БСДВ в полетной конфигурации самолета-биплана со сложенным несущим винтом в верхнем надфюзеляжном обтекателе и с двумя турбовинтовентиляторными двигателями на цельно-поворотных консолях стабилизатора реактивной движительной системы при его взаимодействии с транспортным ПСН в составе летающего авианосца при выполнении после предварительной стыковки узлами (нижней) гибкой системы крепления операции равновеликого его подлета и подтягивания грузовой лебедкой к узлам стыковки (верхней) жесткой системы крепления, размещенной на конце выдвижной балки ПСН и обтекателе верхнего крыла БСДВ.In FIG. Figure 2 shows the BSDV in the flight configuration of a biplane aircraft with a rotor in the upper dorsal fairing and two turbofan engines on the integral rotary consoles of the stabilizer of the jet propulsion system when it interacts with the transport PSN as part of a flying aircraft carrier when the units (lower) are completed after preliminary docking flexible system of fastening of the operation of its equal approach and pulling by a cargo winch to the docking nodes of the (upper) rigid system of fastening, placed at the end of the PSN retractable beam and the fairing of the upper wing of the BSDV.

Беспилотный скоростной десантируемый вертолет с летающего авианосца, представленный на фиг. 1 и 2, содержит фюзеляж 1 с плавно образованной тонкой хвостовой балкой 2 и верхнее стреловидное крыло 3, смонтированное на полой опоре 4 в обтекателе 5, имеет положительный угол поперечного V и на его концах цельно-поворотные трехэлементные разрезные устройства 6, установленные между внутренних 7 и концевых 8 плоских профилированных шайб. Нижнее крыло схемы биплан, представляющее собой прямое КОС 9 с корневыми обтекателями 10. Крылья 3 и 9 схемы биплан большой высоты имеют наивыгоднейший тонкий профиль, обеспечивающие необходимый и достаточный прирост подъемной силы с крейсерского полета на переходный и взлетно-посадочный режимы. Консоли КОС 9, выполненные с возможностью их поворота и размещения в боковых нишах (на фиг. 1 не показано), оснащены закрылками 11 и внешними флапперонами 12 (см. фиг. 1а), имеющими возможность их отклонения на углы 20°/40° и 75° соответственно при взлете/посадке с коротким разбегом/пробегом и вертикальном взлете, посадке или висении. В носовой части под фюзеляжем 1 по продольной его оси смонтирована выдвижная штанга 13, имеющая вынесенную за диск вращения лопастей несущего винта на ее конце ответную часть узла 14 стыковки/расстыковки гибкой системы захвата, крепления и подтягивания. Каплевидный обтекатель 5 крыла 3 имеет в передней части ответную часть узла 15 стыковки/расстыковки жесткой системы крепления, а в автоматически раскрываемой верхней части - контейнер с вытяжным и основным парашютами (на фиг. 1 не показано), стропы последнего закреплены на верхней части полой опоры, которая смонтирована совместно с узлом стыковки/расстыковки и центропланом верхнего крыла 3. Концевые части крыла 3, выполненные отклоняющимися (на фиг. 1 не показано) вниз и складывающимися по бортам фюзеляжа 1 (только после складывания двух соответствующих лопастей несущего винта) для удобства размещения в грузовом отсеке ПСН и возможности эксплуатации на летающих авианосцах.The unmanned high-speed landing helicopter from the flying aircraft carrier shown in FIG. 1 and 2, contains a fuselage 1 with a smoothly formed thin tail boom 2 and an upper swept wing 3 mounted on a hollow support 4 in the fairing 5, has a positive transverse angle V and at its ends a one-piece, three-element split device 6 mounted between the inner 7 and end 8 flat profiled washers. The lower wing of the biplane scheme, which is a direct KOS 9 with root fairings 10. The wings 3 and 9 of the high-altitude biplane scheme have the most advantageous thin profile, providing the necessary and sufficient increase in lift from cruising to transition and take-off and landing modes. Consoles KOS 9, made with the possibility of rotation and placement in the side niches (not shown in Fig. 1), are equipped with flaps 11 and external flappers 12 (see Fig. 1a), with the possibility of their deflection at angles of 20 ° / 40 ° and 75 °, respectively, during take-off / landing with a short take-off / mileage and vertical take-off, landing or hovering. In the bow under the fuselage 1, a retractable rod 13 is mounted along its longitudinal axis, having a counterpart of the docking / uncoupling unit 14 of the flexible gripping, fastening and pulling system extended beyond the rotor blade of the rotor blades at its end. The teardrop-shaped fairing 5 of the wing 3 has a front part of the mating unit 15 for docking / undocking the rigid fastening system, and in the automatically opening upper part there is a container with exhaust and main parachutes (not shown in Fig. 1), the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support , which is mounted together with the docking / undocking unit and the center wing of the upper wing 3. The end parts of the wing 3, made deflecting (not shown in Fig. 1) down and folding along the sides of the fuselage 1 (only after folding two respectively existing main rotor blades) for the convenience of placing PSN in the cargo compartment and the possibility of operation on flying aircraft carriers.

В несущей одновинтовой схеме с ДРС, имеющей четырехлопастной несущий винт 16, выполненный без автомата перекоса, смонтирован на вертикальной опоре 4, проходящей внутри вала несущего винта 16 и установленной между главным редуктором (на фиг. 1 не показано) и каплевидным обтекателем 5 верхнего стреловидного крыла 3, образующего с нижним КОС 9 схему биплан с Х-образной конфигурацией в плане (см. фиг. 1a), но и содержит заднюю четырехвинтовую движительно-рулевую систему, включающую рулевые верхний 17 и нижний 18 меньшие винты в кольцевых каналах 19 (см. фиг. 1б), но и средние левый 20 и правый 21 винты в кольцевых каналах 22, имеющих на выходе верхние 23 и нижние 24 горизонтальные рули высоты, создающие соответственно при висении управление по курсу и крену, но и горизонтальную и маршевую тяги при висении и поступательном полете для обдува рулей высоты 23-24 и управления по тангажу при выполнении ВВП и КВП. Задние кольцевые каналы 22 смонтированы на стреловидном стабилизаторе 25 крестообразного хвостового оперения, верхний 26 и нижний 27 трапециевидные кили которого снабжены кольцевыми каналами 19 с рулевыми меньшими 17-18 винтами, а нижний киль из которых (см. фиг. 1б) снабжен рулем направления, выполненным в виде цельно-поворотной концевой части 28, обеспечивающей стойке заднего колеса 29 возможность совместно с передними колесами 30, смонтированными в обтекателях 10, управляемого разворота кормовой части фюзеляжа 1 БСДВ при его рулении на земле.In a single-rotor main rotor circuit with a four-blade main rotor 16, made without a swash plate, mounted on a vertical support 4, passing inside the main rotor shaft 16 and installed between the main gearbox (not shown in Fig. 1) and the teardrop fairing 5 of the upper swept wing 3, which forms a biplane with an X-shaped configuration in plan (with FIG. 1a) with a lower CBS 9, but also contains a rear four-screw propulsion and steering system, including steering upper 17 and lower 18 smaller screws in the annular channels 19 (see f d. 1b), but also the middle left 20 and right 21 screws in the annular channels 22, which have the upper 23 and lower 24 horizontal elevators at the exit, which, when hovering, create heading and roll control, but also horizontal and marching thrusts when hanging and translational flight for blowing rudders 23-24 and pitch control in the implementation of GDP and KVP. The rear annular channels 22 are mounted on the arrow-shaped stabilizer 25 of the cruciform tail, the upper 26 and lower 27 trapezoid keels of which are equipped with annular channels 19 with steering smaller 17-18 screws, and the lower keel of which (see Fig. 1b) is equipped with a rudder in the form of a one-piece rotary end part 28, which provides the rear wheel strut 29 with the opportunity, together with the front wheels 30, mounted in the fairings 10, to control the reversal of the stern of the fuselage 1 BSDV when it is taxiing on the ground.

Дизельная силовая установка имеет два высотных ТДД, расположенных в обтекаемых гондолах 31 по обе стороны от плоскости симметрии, выступающих за обводы фюзеляжа 1. Для улучшения взлетно-посадочных характеристик и уменьшения вибрации от четырехлопастного несущего винта на режиме висения концы лопастей несущего винта 16 имеют шумопонижающие стреловидные законцовки, отогнутые вниз и противоположную сторону вращения винта 16, формирующие каждую противолежащую пару в S-образную форму в плане (см. фиг. 1а). Мощность от ТДД передается несущему 16, рулевым меньшим винтам 17 и 18 и средним винтам 20 и 21, посредством системы валов трансмиссии, связанной с главным редуктором и крестообразным в поперечной плоскости промежуточным (на фиг. 1 не показаны) редуктором винтов 17-18 и 20-21. Избыточная тяговооруженность СУ, обеспечивающая вертикальный взлет/посадку и висение, предопределяет как возможность легко реализовать выполнение технологии КВП и КВВП, так и создания дополнительной пропульсивной тяги и повышения скорости горизонтального полета до 480 км/ч. Для чего кольцевые каналы 19 с меньшими верхним 17 и нижний 18 винтами снабжены возможностью во время крейсерского полета (при достижении скорости 146 км/ч) их синхронного поворота внутри соответствующего киля 26 и 27 на угол 90° вокруг вертикальной их оси, таким образом, что горизонтальные силы их тяги после соответствующего поворота, направленные строго по плоскости симметрии, обдувая как бы щелевой проход между кольцевых каналов 22 со средними винтами 20-21, что повышает их КПД. При этом муфтами сцепления возможно в СУ отключение любого избыточного ТДД. В случае отказа одного ТДД, то возможен полет и посадка в полетной конфигурации крылатого автожира на режиме авторотации его несущего винта 16. В случае выхода из строя двух ТДД или несущего винта 16, или рулевых винтов 17-18, то возможно, используя систему спасения на парашюте, расположенную в контейнере обтекателя 5 (на фиг. 1 не показаны), совершить аварийную посадку и повысить безопасность полета. Для достижения в полетной конфигурации самолета-биплана со сложенным несущим винтом 16 в надфюзеляжном обтекателе 44 высоких скоростей полета до 750 км/ч за счет создания реактивной тяги его СУ, которая снабжена двумя задними турбовинтовентиляторными двигателями 32 с большой степенью двухконтурности (см. фиг. 2), смонтированными на поворотных консолях стабилизатора 25.The diesel power plant has two high-altitude TDDs located in streamlined nacelles 31 on either side of the plane of symmetry, protruding beyond the fuselage 1. To improve take-off and landing performance and reduce vibration from the four-bladed main rotor in the hanging mode, the ends of the main rotor blades 16 have noise-reducing swept-like endings, bent down and the opposite side of rotation of the screw 16, forming each opposite pair in an S-shape in plan (see Fig. 1A). The power from the TDD is transmitted to the bearing 16, the smaller tail rotors 17 and 18 and the middle screws 20 and 21, through a system of transmission shafts connected to the main gearbox and an intermediate (not shown in Fig. 1) intermediate gearbox of screws 17-18 and 20 -21. The excessive thrust-weight ratio of the SU, providing vertical take-off / landing and hovering, determines both the ability to easily implement the KVP and KVVP technologies, as well as the creation of additional propulsive thrust and an increase in horizontal flight speed up to 480 km / h. For this reason, the annular channels 19 with smaller upper 17 and lower 18 screws are provided with the possibility during a cruise flight (when reaching a speed of 146 km / h) of their synchronous rotation within the corresponding keel 26 and 27 at an angle of 90 ° around their vertical axis, so that the horizontal forces of their thrust after a corresponding rotation, directed strictly along the plane of symmetry, blowing as though a gap between the annular channels 22 with the middle screws 20-21, which increases their efficiency. At the same time, in the SU, it is possible to disable any excess TDD in the clutch. In case of failure of one TDD, it is possible to fly and land in the flight configuration of a winged gyroplane in the autorotation mode of its main rotor 16. In case of failure of two TDD or main rotor 16, or tail rotors 17-18, it is possible using the rescue system on parachute located in the container of the fairing 5 (not shown in Fig. 1), make an emergency landing and improve flight safety. To achieve in the flight configuration of a biplane aircraft with a rotor 16 folded in the dorsal fairing 44, high flight speeds of up to 750 km / h due to the creation of its control thrust, which is equipped with two rear turbofan engines 32 with a large bypass ratio (see Fig. 2 ) mounted on the swivel arms of the stabilizer 25.

Управление БСДВ с летающего авианосца при различных режимах его полета обеспечивается общим (изменяющим силу тяги) шагом несущего винта 16 с жестким креплением его лопастей и с большой круткой средних 20-21 и рулевых меньших винтов 17-18 как при поступательном горизонтальном скоростном его полете, так и вертикальном взлете/посадке или висении посредством многорежимной аэродинамической системы управления балансировкой (МАСУБ) по крену и тангажу, но и курсу соответственно как флапперонами 12 и рулями высоты 23-24, но и рулем направления 28, так меньшими винтами 17-18 при разновеликих и равновеликих их тягах, но и предварительно синфазно отклоненными рулями высоты 23-24, обдуваемыми средними винтами 21-22, и соответственно в кормовых кольцевых каналах 19 и 22.The control of the BSDV from the flying aircraft carrier under different flight modes is ensured by the general (changing thrust) pitch of the rotor 16 with a rigid fastening of its blades and with a large twist of the middle 20-21 and tail rotors 17-18 both during translational horizontal high-speed flight and vertical take-off / landing or hovering through the multi-mode aerodynamic control system for balancing (MASUB) roll and pitch, but also to the course, respectively, as flappers 12 and rudders 23-24, but also rudder 28, so less with propellers 17-18 with their rods of equal and equal sizes, but also with previously in-phase deflected elevators 23-24, blown by middle screws 21-22, and respectively in the aft annular channels 19 and 22.

В полетной конфигурации крылатого автожира или винтокрыла маршевая тяга обеспечивается соответственно средними винтами 20-21 или ими же совместно с меньшими винтами 17-18 после поворота их кольцевых каналов 19, а подъемная сила создается крыльями 3-9 и несущим винтом 16 соответственно авторотирующим или вращающимся на режиме близком к самовращению (см. фиг. 1б). На режиме вертикального взлета, посадки и висения подъемная сила создается только несущим винтом 16 (см. фиг. 1в), а на режиме перехода - крыльями 3-9 и несущим винтом 16.In the flight configuration of a winged gyroplane or rotorcraft, the mid-flight thrust is provided by the middle propellers 20-21, respectively, or together with the smaller propellers 17-18 after turning their annular channels 19, and the lifting force is created by wings 3-9 and the rotor 16, respectively, autorotating or rotating on mode close to self-rotation (see Fig. 1b). In the vertical take-off, landing and hovering mode, the lifting force is created only by the rotor 16 (see Fig. 1c), and in the transition mode - by wings 3-9 and the rotor 16.

При висении направление полета может осуществляться как у вертолета одновинтовой несущей схемы с рулевыми меньшими винтами 17-18 поворачиваясь влево-вправо, перемещаясь вверх-вниз, поступательный полет вперед-назад, влево-вправо и в любой комбинации (см. фиг. 1б). Для соответствующей посадки на поверхность земли как при ВВП и КВП, так и аварийной посадке на парашюте используются колеса 29 и 30 с убирающимися только главными последними из них в обтекатели 10, а в последнем случае до приземления автоматически надувается баллонет 33 эжекторным устройством и защищает нижний киль 27 от ударной нагрузки (см. фиг. 1б).When hovering, the flight direction can be carried out like in a helicopter of a single-rotor carrier circuit with steering smaller propellers 17-18 turning left-right, moving up and down, forward-backward, left-right and in any combination (see Fig. 1b). For an appropriate landing on the surface of the earth, both with GDP and KVP, and an emergency parachute landing, wheels 29 and 30 are used with only the last of them retracting into the fairings 10, and in the latter case, the balloon 33 is automatically inflated with an ejector device and protects the lower keel 27 from shock load (see Fig. 1b).

После набора высоты горизонтальный полет БСДВ при максимальной полезной нагрузке может осуществляться также как у крылатого автожира. В этом случае средние винты 20-21 обеспечивают маршевую тягу, а несущий винт 16 отключается от привода двигателей СУ и он начинает авторотировать, создавая только подъемную силу меньшую подъемной силы, обеспечиваемой крыльями 3-9. Кроме того, при авторотации срыв потока на лопастях несущего винта 16 отодвигается на более высокие скорости полета, что позволит получить скорости полета до 480-500 км/ч.After climbing, the BSDV horizontal flight at maximum payload can be carried out as in a winged gyroplane. In this case, the middle screws 20-21 provide marching thrust, and the main rotor 16 is disconnected from the drive of the SU engines and it begins to autorotate, creating only a lifting force less than the lifting force provided by the wings 3-9. In addition, during autorotation, the stall of the flow on the rotor blades 16 is moved to higher flight speeds, which will allow to obtain flight speeds of up to 480-500 km / h.

При десантировании БСДВ 1 или на парашюте, или стыковки/расстыковки с выдвижным ответным узлом жесткой системы крепления ПСН 34, оснащенного низкорасположенным ПГО 35 с рулями высоты 36, выполненным с возможностью изменения угла стреловидности ПГО и синхронного отклонения в плоскости хорды его консолей назад и вперед на углы как с обратной (χ=-10°), так и до прямой (χ=+30°) стреловидности, но и обратно, соответствующие условиям, повышающим продольную устойчивость соответственно как при взлете-посадке и выдвижении из заднего люка 37 верхней балки 38 (см. фиг. 2) для выполнения операции стыковки/расстыковки, так и крейсерском его полете, но и обеспечивающего с погрузочной его рампы 39 возможность десантирования БСДВ 1 на парашюте (на фиг. 2 не показано), а также имеющего выдвижную по продольной оси ПСН 34 с раскрытого заднего люка 37 верхнюю балку 38, имеющую на ее конце узел 40 стыковки/расстыковки жесткой системы крепления и для его приема на борт, и для обратной операции во время барражирующего полета ПСН 34, снабженного нижней с дистанционным управлением грузовой лебедкой 41, снабженной тросом 42, имеющим на его конце конусный ловитель 43 с захватом, позволяющим на расстоянии кратно превышающим вылет выдвижной балки 38 ПСН 34 совершить безопасный подлет БСДВ 1 к нему в полетной конфигурации вертолета и выполнить после выравнивания скоростей их полета предварительное пристыковывание посредством гибкой системы 42 крепления с ответной частью, размещенной на конце нижней выдвижной штанги 13 БСДВ 1, который трансформируется в полетную конфигурацию вертолета-самолета посредством остановки несущего его винта 16 и складывания соответствующих его лопастей в верхний обтекатель 44 фюзеляжа 1 с одновременным поворотом меньших винтов 17-18 для увеличения движительной его системы с двух- в четырехвинтовую. Затем после подтягивания БСДВ 1 грузовой лебедкой 41 ПСН 34 к основному узлу 40 жесткой системы крепления на конце выдвижной его балки 38 который, взаимодействуя с ответной частью узла 15 жесткой системы крепления БСДВ 1, расположенного в центральной части каплевидного обтекателя 5 верхнего его крыла 3, и пристыковываясь, обеспечивая жесткую систему крепления, втягивает балку 38 с БСДВ 1 для приема его на борт ПСН 34.When landing BSDV 1 or by parachute, or docking / undocking with a retractable reciprocal node of the rigid mounting system PSN 34, equipped with a low-lying PGO 35 with elevators 36, made with the possibility of changing the sweep angle of the PGO and synchronous deviation in the plane of the chord of its consoles back and forth to angles both from the reverse (χ = -10 °) and to the straight (χ = + 30 °) sweep, but also vice versa, corresponding to conditions that increase longitudinal stability, respectively, as when taking off and landing and pulling the upper beam out of the rear hatch 37 (see Fig. 2) to perform the docking / undocking operation, as well as cruising it, but also providing the possibility of landing BSDV 1 on a parachute from its loading ramp 39 (not shown in Fig. 2), as well as having a sliding along the longitudinal axis PSN 34 from the open rear hatch 37, an upper beam 38 having at its end a docking / undocking unit 40 of a rigid fastening system and for receiving it on board, and for reverse operation during a barrage flight PSN 34 provided with a lower, remote-controlled cargo winch 41, cabled 42, having at its end a cone catcher 43 with a grip that allows at a distance that is several times greater than the extension of the retractable beam 38 ПСН 34 to make a safe approach of the BSDV 1 to it in the flight configuration of the helicopter and to perform preliminary docking after aligning the speeds of their flight by means of a flexible attachment system 42 with a reciprocal the part located at the end of the lower extension bar 13 BSDV 1, which is transformed into the flight configuration of the helicopter-plane by stopping the main rotor 16 and folding according boiling lobes in the upper fuselage fairing 44 1 while turning smaller screws 17-18 to increase its propulsion system in two- chetyrehvintovuyu. Then, after pulling BSDV 1 with a cargo winch 41 PSN 34 to the main node 40 of the rigid fastening system at the end of its retractable beam 38 which, interacting with the counterpart of the node 15 of the rigid fastening system BSDV 1, located in the central part of the tear-shaped fairing 5 of its upper wing 3, and docking, providing a rigid fastening system, retracts the beam 38 with BSDV 1 for receiving it on board PSN 34.

Таким образом, БСДВ с летающего авианосца выполнен по технологии МАСУБ, обеспечивающей разновеликими винтами сверхманевренность и управление по тангажу, крену и курсу с компенсацией реактивного крутящего момента, и схеме биплан, создающей распределенную разгрузку ненагруженного несущего винта без управления циклического изменения его шага и с жестким креплением его лопастей, но и с задней четырехвинтовой ДРС, имеющей рулевые верхний и нижний меньшие и тяговые средние винты в соответствующих задних поворотных кольцевых каналах, позволяющих выполнение ВВП и КВП, но и десантирования с транспортного ПСН.Thus, the BSDV from the flying aircraft carrier is made according to the MASUB technology, which provides ultra-maneuverability and pitch, roll and heading control with reactive torque compensation by different-sized propellers, and a biplane circuit that creates distributed unloading of an unloaded rotor without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening its blades, but also with the rear four-screw DLS, with steering upper and lower smaller and traction middle screws in the corresponding rear rotary annular channels, yayuschih performance of GDP and the OHR, but landing a vehicle PSN.

Очевидно, в процессе развития аэромобильных комплексов винтокрылой авиации для МЧС, широко использующем сейчас вертолеты с радиусом действия 350 км, самой жизнью будет продиктована задача освоения и БСДВ, которая технически реализуема на базе имеющихся вертолетов ("Ансат") и транспортного самолета (Ил-76).Obviously, in the process of developing airborne rotorcraft systems for the Ministry of Emergencies, which now widely uses helicopters with a range of 350 km, life itself will dictate the task of mastering the airborne aircraft, which is technically feasible on the basis of existing helicopters (Ansat) and a transport aircraft (IL-76 )

Claims

1. An unmanned high-speed helicopter landing from a carrier aircraft, having a single-rotor main circuit with a tail rotor, contains one engine that transmits torque through the main gearbox and the system of connecting shafts to the main rotor mounted deflected forward in flight, but also to the traction and steering screws installed at the ends of the tail boom and the left console of the stabilizer of the T-plumage and a three-leg chassis having main bearings with front wheels that retract into the lateral flows of the middle wife wing, characterized in that it is made both by the technology of multi-mode aerodynamic control of different-sized tail rotors, and by the aerodynamic biplane scheme, which creates distributed unloading of an autorotating or loaded rotor without controlling the cyclic change of its pitch and with rigid fastening of its blades mounted on a hollow support mounted coaxially inside the rotor shaft, which is rigidly fixed with its lower end to the housing of the inner lower part of the main rotor gearbox screw, and the upper one is centered relative to its shaft with the help of a bearing assembly in such a way that the upper part of the hollow support protruding from the shaft is fixed in a teardrop-shaped fairing having a mating part of the docking / undocking unit of the rigid fastening system in the front part and a container in the upper automatically opening with exhaust and main parachutes, the slings of the latter are fixed on the upper part of the hollow support, which is mounted together with the docking / undocking unit and the center section of the swept upper wing, image with a low-lying straight wing of the reverse sweep (CBS), as it were, a high-altitude biplane with wings of great elongation and extension of the terminal chords of the lower and upper wings from their root chords back and forth along the flight, respectively, with sweep along their front edges χ = -20 ° and χ = + 20 °, forming an X-shaped configuration with multidirectional sweep, but also the concept of rear placement of a four-screw propulsion-steering system (LRS) with both upper and lower propellers and traction-steering with deflectable the thrust vector by screws in the left and right annular channels, developed elevators installed at the outlet from the bottom and above the center of each annular channel, while in the bow under the fuselage along its longitudinal axis a retractable rod is mounted, which ensures that it extends beyond the rotation disk in its extended position rotor blades at its end, the mating part of the docking / undocking unit of the flexible gripping, fastening and pulling system, the middle screws are located on the consoles of the swept stabilizer mounted behind a vertical opera rhenium, which forms in the transverse plane a cruciform tail, the upper and lower trapezoid keels of which having profiles with a thickness equal to the length of the corresponding annular channel with a smaller screw, the lower keel of which is equipped at the tip of the suspension strut of the rear wheel and rudder, made in the form a one-piece rotary end part, which provides the rear wheel strut with the possibility of a controlled turn of the aft part of its fuselage when taxiing and on the ground, while the lower K console OS made with the possibility of their simultaneous rotation in the plane of the wing chord forward along the flight and turning them into the corresponding side niches during transformation of the biplane scheme into a monoplane and for the convenience of its placement in the cargo compartment of the carrier aircraft, are equipped with single-section flaps with external flappers throughout their entire span having a root chord 19/11 times larger than the end chord and the possibility of their deflection at angles of 20 ° / 40 ° and 75 °, respectively, only when the consoles are turned from the corresponding side niches to the flight state, with corresponding to the conditions that form, at their maximum deviation, a kind of backward contraction CBS, moreover, the four-blade rotor is made with the possibility of a fixed stop and automatic folding forward along the flight of the corresponding two blades and their subsequent placement on both sides of the axis of symmetry, and each console is swept wing, equipped only after folding the rotor blades with the possibility of synchronous rotation down and their location on the corresponding sides of the fuselage for the convenience of its size the room in the cargo compartment of the carrier aircraft and having a positive transverse angle V and a convex-concave profile, is equipped with an end part with a corresponding profile, made in the form of a three-element cutting device with bearing surfaces mounted between its inner and end flat washers, each cutting device made in the form of three wings of different sizes, having an asymmetric plane-convex profile and mounted between the inner and end washers in the assembly with each overlapping the trailing edge of the subsequent leading one in such a way that, repeating the convex-concave profile of the swept wing with two equal crevice passages, they form the average aerodynamic chord (SAX) in their assembly equal to 15/16 of the sum of the actual SAX of their three wings, the front and rear of which are made equally wide in width, and with their lower MAR, having a value of 3/4 of the MAR of the middle wider wing, moreover, in the carrier circuit with DLS during vertical take-off / landing and hovering, the power of the engines of the power plant (SU), redistributed mainly m and intermediate gears for the main rotor and four-screw DLS, respectively 80% and 20% of the available take-off power, and 20% of the power of which, respectively, are transferred to the two middle vane-reversing screws in the annular channels left and right and two upper screws with the lower in the corresponding in the annular channels respectively 10% and 12% are distributed between them, and 10% and 12% of the power of which, in turn, are distributed equally between the screws in each of their respective groups, and when creating a marching thrust for g horizontal progressive high-speed flight providing both the third higher and second average, or the first lower speed, respectively, after both vertical or short take-off in the flight configuration of the helicopter and the winged gyroplane or rotorcraft in its reload variant 5% or 15% more than the normal take-off weights with a rotating rotor, respectively, in autorotation modes or close to its self-rotation when it creates propulsive thrust in conjunction with the mid-thrust propeller thrust in ring rings the shafts provided by running engines that produce 60% or 70% of the take-off power of the SU, 55% of the power is redistributed through the aft output shaft of the main gearbox and the intermediate gearbox to the middle screws in the annular channels, and the rest of the 60% or 70% power is redistributed through the main gearbox to the main rotor, but also vice versa, while the transmission system includes a multi-threaded two-level main gearbox providing transmission of take-off power, for example, from turbodiesel or turboshaft engines (TDD TVAD), located in the engine compartment of the fuselage, to the main rotor through the main output shaft of the main gearbox, having a stern output longitudinal shaft connected to the input shaft of the rear intermediate gearbox of the four-screw DLS, made in the transverse plane of the cross-shaped configuration with vertical upper and lower and transverse left and the right output shafts associated respectively with two smaller and two middle screws in the annular channels, and the input shafts of the lower level of the main gearbox, located in the direction of flight beyond the center of mass and on both sides of the axis of symmetry, are connected with two TDDs located behind the corresponding input shafts and made to select their take-off power with the front output of the shaft, each of which, forming a synchronization system, is equipped with a freewheel issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight, any excess TDD and any one in the event of its failure or both TDDs in case of their failure, the control signal for automatic change is flight configuration in a winged gyroplane or helicopter with automatic opening of the upper part of the container with parachutes, respectively, for horizontal flight with working medium propellers and in a mode close to self-rotation of the rotor or emergency landing with a parachute system and autorotating rotor, while the flaps with flappers are deflected to the lower CBS is performed automatically at the minimum or maximum angle and changes accordingly from speed, flight altitude or emergency landing mode with autorotation m rotor feathered position when the screws medium with simultaneous automatic rapid downward deflection as a lower flap CBS and common mode rejection down elevators.

2. An unmanned helicopter according to claim 1, characterized in that the upper and lower annular channels with smaller pushing screws having the same direction of rotation between them are provided with the possibility of their simultaneous rotation within the corresponding keel by an angle of 90 ° around their vertical axis during a cruise flight so that their propulsive thrusts after a corresponding turn, directed strictly along the plane of symmetry, creating in the transverse plane together with two propulsive thrusts of the middle screws having the same the direction of their rotation between themselves, but opposite with smaller screws, and mounted in rotary annular channels as if two pairs of forces, one of them is spaced apart from the longitudinal axis of the tail beam vertically, and the other horizontally, while the smaller and middle screws are are multi-blade fans, made with a large twist of their blades and mounted in annular channels of short length, moreover, it is made with the possibility of both optional control during manual piloting and with a workstation in double a carriage for remote control of another when they are shared in a group, while the retractable ventral rod is made with the possibility of receiving and feeding into the fuel tanks of jet fuel pumped from the carrier aircraft, and the tip of the lower keel behind the auxiliary support of the rear wheel, made in the form of an expandable container, is provided safety balloon system, which before landing is automatically inflated by an airborne ejector device and, together with protecting the lower keel from shock loading, with energy-absorbing struts wheel base softens the landing or crash landing on a parachute rescue system.

3. The unmanned helicopter according to claim 1 or 2, characterized in that it is equipped with the ability to perform parachute landing technology, or docking / undocking with mating attachment points to the carrier aircraft, which is transformed into the flight configuration of the biplane by stopping the rotor and folding the corresponding two of its blades with the simultaneous rotation of smaller screws to increase its propulsion system from twin-screw to four-screw.