Результат интеллектуальной деятельности: БЕСПИЛОТНЫЙ ТРАНСЗВУКОВОЙ САМОЛЕТ-ВЕРТОЛЕТ

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть применено в конструкции беспилотных трансзвуковых самолетов-вертолетов, имеющих низкорасположенное крыло асимметрично изменяемой стреловидности на поворотном шарнире фюзеляжа и на его пилоне двухлопастные несущие винты (ДНВ), и гондолы со свободными силовыми турбинами, приводящими соосные ДНВ и выносные турбо-вентиляторы, создающие при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) подъемную и маршевую тяги, последняя из них направлена назад с работающими/ав-торотирующими ДНВ или зафиксированными их дупланными лопастями крыльями асимметрично изменяемой стреловидности наружу от оси симметрии при горизонтальном полете в конфигурации реактивных винтокрыл а/автожира или самолета.

Известен самолет вертикального взлета и посадки (СВВП) мод. S-57 компании Sikorsky (США) проекта XV-2, имеющий высокорасположенное крыло, останавливаемый и убираемый в продольный отсек верхней части фюзеляжа однолопастной несущий винт (НВ) с противовесом, снабжен реактивным соплом, струйной системой и воздуховодом от турбореактивного двигателя (ТРД) силовой установки (СУ), подкрыльным двухкилевым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Признаки, совпадающие - наличие ниши в верхней части фюзеляжа с НВ, создающим только вертикальную тягу, имеющим струйную систему с воздуховодом, проложенным внутри колонки вала НВ и обеспечивающим равномерный отбор мощности ТРД, воздух которого, направляясь к реактивному соплу НВ, будет его вращать и создавать подъемную силу. Особенностью конструкции СВВП проекта XV-2 - концепция Control Circulation Rotor (CCR), т.е. ротор с регулируемой циркуляцией и неподвижное его размещение в фюзеляже: при переходе в самолетный режим полета останавливался однолопастной НВ, имеющий узлы складывания колонки вала и фиксирования лопасти, которые укладывались по оси симметрии в нишу фюзеляжа.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что размещение на верхней части фюзеляжа останавливаемого и убираемого НВ, имеющего автомат перекоса его лопасти с управлением его общего и циклического изменения его шага, что предопределяет конструктивно сложную складываемую колонку его вала и противовес с воздуховодами, что усложняет конструкцию и уменьшает надежность, но и значительно увеличивает габаритные размеры по высоте с вращающимся НВ. Вторая - это то, что диаметр НВ ограничен длиной фюзеляжа и как, следствие, при висении поток от НВ, обдувая консоли крыла и создавая значительную общую потерю (≈34%) в вертикальной их тяге, затормаживается и большие скорости потока отбрасываемого от них предопределяют образование вихревых колец, которые на низких скоростях снижения могут резко уменьшать силу тяги НВ и создавать ситуацию неуправляемого падения, что снижает стабильность управления и безопасность. Третья - это то, что однодвигательная СУ включает ТРД избыточной мощности, используемой при выполнении ВВП на 100%, что весьма снижает наработку на отказ и надежность, особенно, при его отказе, а расположение под дельтовидным крылом вертикальных килей, имеющих на их законцовках обтекатели с задними колесами шасси, что предопределяет, повышая аэродинамическое сопротивление, ограничения в достижении скорости до 845 км/ч. Все это также ограничивает возможность уменьшения массы конструкции планера с однолопастным НВ, имеющим автомат перекоса, а также дальнейшего улучшения весовой отдачи и повышения полезной нагрузки.

Известен экспериментальный самолет модели AD-1 (Ames Dry den) с крылом асимметрично изменяемой стреловидности корпорации Ames (США) содержит высокорасположенное крыло, смонтированное на поворотном в горизонтальной плоскости шарнире для изменения противоположной стреловидности его консолей, фюзеляж с развитым хвостовым оперением и трехопорным убирающимся колесным шасси.

Самолет Ames модели AD-1 с крылом асимметрично изменяемой стреловидности (КАИС) и удельной нагрузкой на крыло 113 кг/м², имеет длину фюзеляжа 10,0 м и высоту на шасси 2,06 м, а также размах крыла при стреловидности 60°/0° соответственно 4,93/9,86 м и площадь крыла 8,64 м². При взлетной массе 973 кг масса пустого составит 658 кг и реактивной тяге двух ТРД Microturbo TRS18-046 2x1,8 кН. Известные самолеты с изменяемой стреловидностью крыла имеют ряд недостатков, основными из которых являются: смещение аэродинамического фокуса при изменении стреловидности, что приводит к увеличению балансировочного сопротивления; возрастание массы конструкции из-за наличия силовой балки и закрепляемых на ней поворотных шарниров консолей, а также уплотнителей убранного положения крыла. Оба недостатка приводят в конечном итоге к уменьшению дальности полета или массы перевозимой полезной нагрузки. Испытания самолет с КАИС показали, что лобовое сопротивление уменьшится на 11-20%, масса конструкции -на 14%, волновое сопротивление при полете на транс- и сверхзвуковых скоростях - на 26%. Однако применение КАИС влечет за собой и ряд недостатков. Во-первых, при большом угле 45° стреловидности консоль с прямой стреловидностью имеет больший эффективный угол атаки, чем консоль с обратной стреловидностью, что приводит к асимметрии лобового сопротивления и, как следствие, к возникновению паразитных разворачивающих моментов по крену, тангажу и рысканию. Во-вторых, для КАИС характерны вдвое больший рост толщины пограничного слоя вдоль размаха, и любой несимметричный срыв потока вызывает интенсивные возмущения, а их устранение может быть осуществлено путем использования системы бипланных КАИС.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является скоростной вертолет "Raider S-97" компании Sikorsky (США), выполненный по двухвинтовой соосно-несущей схеме (ДСНС), имеет в силовой установке (СУ) двигатель, передающий крутящий момент через главный редуктор и систему валов трансмиссии на несущие винты (НВ) и толкающий винт на конце хвостовой балки, хвостовое оперение и трехопорное убирающееся колесное шасси.

Признаки, совпадающие - наличие двухкилевого оперения, турбовального двигателя модели GE-YT706 мощностью 2600 л.с, главного редуктора и валов трансмиссии, передающих мощность трехлопастным соосным НВ диаметром 10,35 м и шести-лопастному толкающему винту диаметром 2,13 м, обеспечивающими как выполнение ВВП и зависания, так и его горизонтальный скоростной полет. Вращение соосных НВ - синхронизирующее и противоположно направленное. Взлетная тяговооруженность СУ, позволяющая при непродолжительном времени висения, достигать полезной нагрузки 1000 кг при взлетном его весе 5217 кг. Скоростной вертолет "Raider S-97", имея крейсерскую скорость полета до 440 км/ч, радиус действия до 600 км и динамический потолок 4570 м, может применяться для транспортировки 6 человек с обеспечением топливной эффективности не менее, чем 87,93 г/пасс⋅км.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что вертолет двухвинтовой соосной схемы и с задним толкающим винтом, используемым только на крейсерских режимах полета. Это увеличивает паразитную массу при выполнении ВВП и уменьшает весовую отдачу и радиус действия. Вторая - это то, что при длине фюзеляжа 11,752 м и диаметре НВ D=10,35 м предопределяет взлетную/стояночную площадь 121,63/121,63 м² и соответствующую при этом удельную взлетную/стояночную возможности по полезной нагрузке 8,2216/8,2216 кг/м² при ЦН=1,0 тонна. Третья - это то, что при висении соосное расположение НВ изменяемого шага и с управлением циклического шага нижнего из них значительно осложняет их конструкцию, а постоянные вибрации, возникающие при работе автомата его перекоса, создающего неблагоприятные условия для работы других механизмов и оборудования. Четвертая - это то, что соосное расположение двух НВ с автоматом перекоса лопастей нижнего из них весьма увеличивает массу узлов управления, главного редуктора и его высоту (обеспечивая разнос между лопастями нижнего и верхнего НВ 8,5% от их диаметра), что ограничивает возможности транспортирования и базирования. Пятая - это то, что в вертолете двухвинтовой соосной схемы с полужестким креплением лопастей имеют место неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) соосных НВ, которое в отдельных случаях может приводить и к их перехлесту. Все это ограничивает возможность повышения скорости и дальности полета и весовой отдачи, но и обеспечивает более высокий удельный расход топлива.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном скоростном вертолете модели "Raider S-97" повышения скорости и дальности полета, увеличения целевой нагрузки (ЦН) и топливной эффективности, уменьшения вибраций и исключения возникновение резонанса автору тирующих соосных НВ и возможности трансформации в полетную конфигурацию трансзвукового самолета с зафиксированными на пилоне фюзеляжа лопастями-крыльями двухлопастных НВ.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного скоростного вертолета "Raider S-97", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он снабжен как в упомянутой ДСНС двухлопастными НВ (ДНВ), смонтированными на пилоне фюзеляжа, обеспечивающими в ДСНС-Х2 создание вертикальной тяги только на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), так и, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД) в гондолах, размещенных за пилоном ДНВ в фюзеляже с боковыми его воздухозаборниками, и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через промежуточный редуктор на входной вал главного редуктора, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в симметрично-сбалансированной ДСНС-Х2 и, по меньшей мере, двумя ВОВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающими по тянущей схеме, установленными перед и соосно с промежуточным редуктором ССТ для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПPC-R2) маршевой тяги, направленной горизонтально назад и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, но и низко расположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС), смонтированным снизу фюзеляжа посредством одного поворотного в горизонтальной плоскости шарнира, имеющего как поворачивающий его механизм со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот вперед и назад по полету консолей КАИС в плоскости его хорды, так и вертикальную ось вращения, проходящую по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды (САХ), и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда верхний и нижний ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на угол 90° в горизонтальной плоскости наружу от оси симметрии лопастей-крыльев ДНВ так, что верхние и нижние из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с левой и правой или с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные разнонаправленные несущие поверхности, зафиксированные передние кромки ДЛКАИС которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета с ПРС-R2 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,2 кг/л.с. большое удлинение КАИС с λ=14,0-16,0 до малого удлинения λ=1,5-2,0 или 1,1-1,3 СБРК, имеющей с соответствующей стреловидностью χ=±60° или χ=±65° зафиксированные наружу от оси симметрии верхние и нижние ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане соответственно над консолями КАИС с обратной и прямой стреловидностью, но и обратно.

Кроме того, при выполнении технологии КВП в конфигурации винтокрыла или крылатого автожира с упомянутым КАИС, имеющим размах в или раза больше диметра (D) ДНВ, консоли которого зафиксированы перпендикулярно к оси симметрии на переходных режимах полета и для взлетно-посадочных режимов, при этом в каждой кормовой гондоле КГтД с кольцевым обтекателем ВОВ по меньшей мере одна ССТ имеет Т-образный в плане промежуточный редуктор, снабженный продольным по его оси как входным валом, так и выходными продольным и поперечным валами, первый из которых передает мощность через муфту сцепления на ВОВ, а второй синхронизирующий вал - передает крутящий момент на Т-образный в плане главный редуктор, имеющий по оси симметрии передний выходной продольный вал, который передает через муфту сцепления взлетную мощность на входной вал соосно-го редуктора ДНВ, колонка выходных вертикальных соосных валов которого размещена в плане над центром масс, отклонена назад по полету на угол (α), который равновелик или равен 1/2 величине угла (α_кр) атаки КАИС, причем набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно соответственно передние кромки наступающих лопастей верхнего и нижнего ДНВ и зафиксированных их упомянутых ДЛКАИС, выполняющих над консолями КАИС в СБРК роль верхних соответствующих разрезных крыльев с углом атаки ДЛКАИС, который равновелик углу (α) отклонения назад по полету вертикальной колонки выходных соосных валов ДНВ при втянутом телескопическом верхнем внутреннем ее вале, при этом на режимах ВВП и зависания полная компенсация реактивного крутящего момента в упомянутой ДСНС-Х2 от работающих ДНВ, выполненных с жестким креплением их лопастей, создается противоположным направлением вращения нижнего и верхнего ДНВ соответственно в плане, только, по часовой и против часовой стрелки или против часовой и по часовой стрелки, а изменение балансировки по курсу и тангажу, крену обеспечивается дифференциальным изменением тяги общего шага соосных ДНВ и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего ДНВ соответственно, при этом внутренние и внешние стреловидные секции хвостового оперения типа чайка, выполненные в виде V-образного киля и стабилизатора, снабжены рулями направления и высоты соответственно, причем размещение гондол КГтД, выполненных с более длинными кольцевыми обтекателями ВОВ, создающим, как улучшение направления разделенного потока низкоэнергетического пограничного слоя по бортам фюзеляжа, достигая ламинарного их обтекания и обеспечивая небольшую степень векторизации тяги в крейсерском полете, так и уменьшение полного сопротивления на 9%, при этом хвостовая балка на ее конце снабжена профилированным обтекателем, который, образуя несущую поверхность, интегрирован по внешним его бортам с внутренними секциями хвостового оперения и имеет V-образную в плане заднюю кромку, которая в плане размещена параллельно скошенной в каждом КГтД задней кромке плоского сопла, выполненного с термопоглощающим покрытием, причем внешние секции, складывающиеся на стоянке вниз от соответствующих изломов оперения типа чайка, смонтированы при виде спереди горизонтально или параллельно консолям КАИС, снабжены спереди и сзади их законцовок соответствующими видеокамерами и ИК-излучателя-ми, при этом внешние секции КАИС выполнены складывающимися вверх, размещаясь наклонно к оси симметрии, обеспечивая его размах равновеликий размаху внутренних секций хвостового оперения и стояночную конфигурацию при втянутом телескопическом верхнем вале колонки валов ДНВ, сложенные их дупланные лопасти размещены одна над другой и зафиксированы назад по полету, причем планер выполнен с радиопоглощающим покрытием, фюзеляж которого, имея граненную форму, снизу снабжен передними и задними отсеками, имеющими по две автоматические створки с пилообразными поперечными их сторонами и выдвижные пусковые устройства вооружения.

Кроме того, для упомянутого барражирующего экономичного скоростного горизонтального полета каждый ДНВ в синхронно-сбалансированной несущей и авторотирующуей системе, включающей в упомянутом соосном редукторе автоматическую коробку передач, имеющую для привода ДНВ выходные упомянутые соосные валы, каждый из которых создает по два потока: первый - взлетный с выдачей соответствующей мощности от упомянутых КГтД и созданием подъемной силы от ДНВ, второй - крейсерский в конфигурации крылатого автожира с приемом мощности от авторотации каждого ДНВ на ее соответствующую ступень, отключающую соосные ДНВ от привода ССТ упомянутых КГтД, приводящую генератор и управляющую синхронным снижением и скорости их вращения, например, до 200 мин^-1 или 100 мин^-1, и углом атаки лопастей авторотирующих ДНВ, обеспечивающих долю увеличения в 1/3-1/4 раза требуемой подъемной силы КАИС, но и плоскостью вращения лопастей ДНВ, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета, приводящим к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления профиля лопастей ДНВ при их самовращении и возможности для режимов крейсерского полета расчета КАИС с уменьшенной его геометрией, создающей 2/3-3/4 подъемной силы КАИС от соответствующего крыла аналогичного реактивного самолета.

Кроме того, для упомянутого экономичного высокоскоростного горизонтального полета, достигая маршевой тяговоуроженности с 0,14 до 0,22, используется мощность СУ с 18% до 36% соответственно от одного из работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого реактивного самолета с ПРС-R2, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=±60°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,636 Маха (М) и 0,82 М соответственно.

Кроме того, для упомянутого горизонтального полета с трансзвуковой скоростью полета, достигая маршевой тяговоуроженности с 0,22 до 0,36, используется мощность СУ с 36% до 72% соответственно от одного и двух работающих упомянутых КГтД в СУ только на привод упомянутых ВОВ в конфигурации упомянутого трансзвукового самолета с ПPC-R2, упомянутая СБРК которого, имея по передней ее кромке стреловидность с углом χ=0°, обеспечивает на высоте 11 км скорость полета с 0,6 Маха (М), а с углом χ=±15° - М=0,69, при угле χ=±30° - М=0,75, а с углом χ=±45° - М=0.79, при угле χ=±60° - М/=0,82, а с углом χ=±62,5° - М=0,87, при угле χ=±65° повышается скорость горизонтального полета от М=0,9 до М=1,058 при достижении маршевой тяговоуроженности до 0,44.

Благодаря наличию этих признаков, которые позволят освоить беспилотный трансзвуковой самолет-вертолет (БТСВ), который снабжен как в упомянутой ДСНС двухлопастными НВ (ДНВ), смонтированными на пилоне фюзеляжа, обеспечивающими в ДСНС-Х2 создание вертикальной тяги только на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП), так и, по меньшей мере, двумя комбинированными газотурбинными двигателями (КГтД) в гондолах, размещенных за пилоном ДНВ в фюзеляже с боковыми его воздухозаборниками, и выполнены в виде двухконтурных двигателей, имеющих внешний и внутренний контуры соответственно с выносным однорядным вентилятором (ВОВ) в кольцевом обтекателе и, по меньшей мере, с одной свободной силовой турбиной (ССТ), снабженной передним выводом вала для отбора мощности и ее передачи через промежуточный редуктор на входной вал главного редуктора, перераспределяющего взлетную мощность СУ между ДНВ в симметрично-сбалансированной ДСНС-Х2 и, по меньшей мере, двумя ВОВ, имеющими лопатки с большой их круткой, работающими по тянущей схеме, установленными перед и соосно с промежуточным редуктором ССТ для создания в пропульсивно-реактивной системе (ПРС-R2) маршевой тяги, направленной горизонтально назад и параллельно оси симметрии на переходных режимах полета и при вертикальном и коротком взлете/посадке (ВВП и КВП) или горизонтальном поступательном полете, но и низко расположенным крылом асимметричной изменяемой стреловидности (КАИС), смонтированным снизу фюзеляжа посредством одного поворотного в горизонтальной плоскости шарнира, имеющего как поворачивающий его механизм со следящим приводом, обеспечивающим от стреловидности χ=0° до χ=±60° или χ=±65° соответствующий при виде сверху синхронный поворот вперед и назад по полету консолей КАИС в плоскости его хорды, так и вертикальную ось вращения, проходящую по оси симметрии и через центр масс, и от передней кромки КАИС на расстоянии равным 1/4 от его средней аэродинамической хорды (САХ), и выполнен с возможностью преобразования полетной его конфигурации после выполнения технологии КВП или ВВП с винтокрыла или вертолета с ДСНС-Х2 и ПРС-R2 в соответствующие реактивные крылатый автожир для барражирующего полета или самолет при максимальном или нормальном взлетном весе соответственно с широкохордовыми ДНВ, работающими на режимах их авторотации или в качестве несущих их дупланных лопастей-крыльев асимметрично изменяемой стреловидности (ДЛКАИС) после трансформации ДНВ, выполняемой последовательно, когда верхний и нижний ДНВ одновременно остановлены так, что при виде сверху их лопасти как предварительно размещены перпендикулярно передней кромке разнонаправленных консолей КАИС, так и снабжены автоматическими узлами синхронного их складывания посредством поворота на угол 90° в горизонтальной плоскости наружу от оси симметрии лопастей-крыльев ДНВ так, что верхние и нижние из них фиксируются соответственно с обратной и прямой стреловидностью по передним кромкам ДЛКАИС ДНВ, образующих с левой и правой или с правой и левой консолями КАИС равновеликую разнонаправленную стреловидность χ=-60° и χ=+60° или χ=-65° и χ=+65° организующих относительно оси симметрии синхронно-симметричные разнонаправленные несущие поверхности, зафиксированные передние кромки ДЛКАИС которых размещены в плане параллельно передней кромке КАИС в полетной конфигурации реактивного или трансзвукового самолета с ПРС-R2 и системой бипланных разнонаправленных крыльев (СБРК), преобразующей при удельной нагрузке на мощность ρ_N=2,2 кг/л.с. большое удлинение КАИС с λ=14,0-16,0 до малого удлинения λ=1,5-2,0 или 1,1-1,3 СБРК, имеющей с соответствующей стреловидностью χ=±60° или χ=±65° зафиксированные наружу от оси симметрии верхние и нижние ДЛКАИС ДНВ, размещенные в плане соответственно над консолями КАИС с обратной и прямой стреловидностью, но и обратно. Все это позволит в многоцелевом БТСВ при переходных маневрах повысить продольно-поперечную управляемость, а размещение КГтД с ССТ и ВОВ за пилоном ДНВ позволит упростить систему трансмиссии. В крейсерском полете в конфигурации крылатого автожира и реактивного самолета с симметрично-сбалансированной соответственно авторотирующей и несущей системах, первая из которых включает многоскоростную автоматическую коробку передач, управляющую как снижением скорости вращения ДНВ до 200 мин^-1 или 100 мин^-1, так и углом атаки лопастей ДНВ, но и плоскостью их вращения, которые почти выровнены с соответствующим воздушным потоком на скоростях для мало- или скоростного полета. Что приводит к уменьшению вращательного сопротивления ДНВ на 12-15% от общего сопротивления БТСВ и возможности расчета его КАИС на крейсерский полет с уменьшенной его геометрией, составляющей 2/3-3/4 от габаритов крыла аналогичного реактивного самолета. Размещение в гондолах БТСВ-2,6 двух КГтД с ВОВ в ПРС-R2 позволит в сравнении с конвертопланом V-22 "Osprey" и его ЦН=24 человека при выполнении ВВП и зависания увеличить ЦН в 1,08 раза и скорость/дальность полета в 1,53/1,48 раза, но и повысить в 3,2/4,3 раза топливную эффективность (до 28,64/21,11 г/пас⋅м) соответственно при крейсерском полете со скоростью 550/850 км/ч в конфигурации реактивного автожира/трансзвукового самолета, а на высоте 11 км скорость последнего со стреловидностью χ=±65° СБРК может составить 1124 км/ч.

Предлагаемое изобретение предпочтительного исполнения БТСВ с низко-расположенным КАИС, правая его консоль имеет χ=^-60° хвостовым оперением типа чайка, широкохордовыми ДНВ в ДСНС-Х2 и КГтД с их ВОВ в ПРС-R2, размещенными в гондолах с боковыми воздухозаборниками, приводящими ДНВ и два ВОВ, иллюстрируется на фиг. 1 и общих видах сбоку, сверху и спереди соответственно а), б) и в):

а) в полетной конфигурации вертолета с КАИС и углом χ=0° двумя ТВаД, приводящими через систему трансмиссии только два соосных ДНВ в ДСНС-Х2;

б) в полетной конфигурации реактивного самолета с КАИС со стреловидностью χ=±60° и пунктиром КАИС с углом χ=0° для выполнения взлетно-посадочных и переходных режимов, зафиксированными лопастями верхнего и нижнего ДНВ в ДЛКАИС со стреловидностью χ=-60° и χ=+60° соответственно и условно показаны пунктиром лопасть верхнего и нижнего ДНВ, которые остановлены перпендикулярно КАИС;

в) в полетной конфигурации реактивных автожира КВП или самолета с КАИС, создающим большую подъемную силу, чем подъемная сила, создаваемая автороти-рующими соосными ДНВ или зафиксированными их ДЛКАИС, и двумя ВОВ, размещенными в гондолах, создающими маршевую тягу в ПPC-R2 для скоростного или трансзвукового полета и с условным размещением КАИС, хвостового оперения и авторотирующих лопастей ДНВ, показанные пунктиром как на стоянке и у автожира.

Многоцелевой БТСВ палубного или без аэродромного базирования, представленный на фиг. 1, выполнен по концепции ДСНС-Х2 и технологии ПPC-R2, имеет планер из алюминиевых сплавов и композитного углепластика, содержит фюзеляж 1, КАИС 2, смонтированное снизу фюзеляжа 1 на поворотном шарнире 3, имеет внутренние 4 и внешние 5 закрылки с элеронами 6, но и хвостовое оперение типа чайка, внутренние 7 и внешние 8 стреловидные секции из которых соответственно снабжены рулями направления 9 и высоты 10. Для уменьшения радиолокационной заметности внешняя граненная поверхность фюзеляжа 1 образована большим количеством прямолинейных панелей под различными углами. Консоли КАИС 2 для обеспечения разнонаправленной стреловидности от χ=0° до χ=±65° смонтированы на поворотном шарнире 3 со следящим приводом (на фиг. 1 не показано), который интегрирован с нижней центральной частью фюзеляжа 1, снабженной за КАИС 2 двумя гондолами 11 с левым 12 и правым 13 боковыми воздухозабрниками, направляющими раздельно поток воздуха к соответствующим ВОВ 14, имеющим лопатки с большой их круткой, обдувающим ССТ в соответствующих КГтД (на фиг. 1 не показано) и выполненными с передними кромками 15, которые при виде сбоку имеют прямую стреловидности, а при виде сверху параллельно размещены передней кромке внутренних 7 и внешних 8 стреловидных секций хвостового оперения, которые смонтированы по внешним бортам хвостовой балки с концевым ее профилированным обтекателем 16, имеющим V-образную в плане заднюю кромку. На фюзеляже 1 над центром масс смонтирован пилон 17 с нижним 18 и верхним 19 ДНВ, имеющими для полной компенсации реактивного крутящего момента на режимах ВВП и зависания противоположное их вращение соответственно по часовой и против часовой стрелки, и выполнены с жестким креплением их лопастей и автоматом перекоса на нижнем 18 из них соосных ДНВ. В ПРС-R2 каждый из КГтД имеет внешний и внутренний контуры соответственно с ВОВ 14 и ССТ (на фиг. 1 не показаны). Спереди и сзади законцовок внешних секций 8 хвостового оперения имеются соответствующие видеокамеры 20 и ИК-излучатели 21. Два КГтД выполнены с передним выводом вала для отбора мощности от их ССТ и возможностью передачи мощности от них на Т-образный в плане главный редуктор (на фиг. 1 не показаны), который плавно перераспределяет 100% и 36% от взлетной мощности СУ при выполнении ВВП и горизонтального полета соответственно между двумя ДНВ 18-19 в ДСНС-Х2 и двумя ВОВ 14 в ПРС-R2. На концах двух гондол 11 имеется левое 22 и правое 23 реактивные плоские сопла, скошенные задние кромки которых размещены параллельно V-образной в плане задней кромке обтекателя 16.

Управление БТСВ обеспечивается циклическим, общим и дифференциальным изменением шага соосных ДНВ 18-19 и отклонением элеронов 6, рулей направления 9 и высоты 10. При крейсерском скоростном или высокоскоростном полете в конфигурации крылатого автожира или реактивного самолета подъемная сила создается соответственно авторотирующими ДНВ 18-19 с КАИС 2 или КАИС 2 с зафиксированными ДЛКАИС 18-19 ДНВ (см. фиг. 1б) в СБРК, маршевая реактивная тяга - системой ПРС-R2 через реактивные плоские сопла 22-23 при горизонтальном их размещении, на режиме перехода - КАИС 2 с ДНВ 18-19. После создания подъемной тяги ДНВ 18-19 в ДСНС-Х2 обеспечиваются режимы ВВП и зависания или КВП при создании плоскими соплами 22-23 реактивной тяги (см. рис. 1a). При выполнении ВВП и зависания изменение балансировки по курсу и тангажу, крену обеспечивается дифференциальным изменением тяги общего шага соосных ДНВ 18-19 и изменением соответствующего циклического шага посредством автомата перекоса нижнего 18 ДНВ соответственно (см. рис. 1б). После вертикального взлета и набора высоты выполняется разгонный полет на скоростях более 300…350 км/ч и осуществляется соответствующее уменьшение оборотов вращения ДНВ 18-19. По мере разгона с ростом подъемной силы крыла КАИС 2 подъемная сила ДНВ 18-19 уменьшается. При достижении скоростей полета 450…500 км/ч и для перехода на самолетный режим полета ДНВ 18-19 синхронно останавливаются так, что их лопасти предварительно размещены при виде сверху перпендикулярно передней кромке КАИС 2 и снабжены автоматическими узлами складывания их лопастей, которые затем синхронно поворачивают наружу от оси симметрии лопасти-крылья ДНВ 18-19 на угол 90° так, что их ДЛКАИС зафиксированы с обратной и прямой стреловидностью по передним их кромкам, образуя равновеликую стреловидность χ=±60° с КАИС в СБРК (см. фиг. 1б). При создании реактивной тяги плоскими соплами 22-23 производится высокоскоростной крейсерский полет БТСВ, при котором путевое управление обеспечивается рулями направления 9. Продольное и поперечное управление при этом осуществляется синфазным и дифференциальным отклонением соответственно рулей высоты 10 и элеронов 6 КАИС 2.

Таким образом, многоцелевой БТСВ с КАИС, хвостовым оперением типа чайка, имеющий для создания горизонтальной тяги в комбинированной СУ два КГтД с ВОВ в ПРС-R2 и вертикальной тяги в ДСНС-Х2 два ДНВ или подъемной силы соответственно с работающими или зафиксированными ДЛКАИС ДНВ, представляет собой конвертоплан двухвинтовой соосной схемы с КАИС и ПРС-R2, изменяющий свою полетную конфигурацию только благодаря изменению условий работы и трансформации ДНВ посредством того, что набегающий поток при вертикальном и горизонтальном режимах полета встречают одновременно передние кромки наступающих лопастей обоих ДНВ и зафиксированных их ДЛКАИС, увеличивающих несущую способность КАИС. Консоли КАИС увеличивают показатели аэродинамических и структурных преимуществ преобразования этой монопланной схемы в конфигурации реактивного/трансзвукового самолета с СБРК, особенно, с наличием дополнительных ДЛКАИС соосных ДНВ, зафиксированных под углом разнонаправленной стреловидности χ=±60°/χ=±65° над соответствующими консолями КАИС и с такой же аналогичной стреловидностью. Это позволит уменьшить волновое сопротивление на 26%, весьма увеличить топливную эффективность и снизить вес планера БТСВ, выполненного по малозаметной технологии с радиопоглощающими материалами, увеличить взлетный вес на 17%, либо дальность полета на 29% при сохранении взлетного веса.

Поэтому для реализации данных эксплуатационных характеристик необходимо на режимах перехода с вертолета в конфигурацию реактивного/трансзвукового самолета исследовать индивидуальные принципы изменения разнонаправленной стреловидности КАИС от χ=0° до χ=±60°\χ=±65° и трансформации лопастей-крыльев ДНВ в ДЛКАИС с аналогичной разнонаправленной стреловидностью.

Широкое применение в СУ перспективных БТСВ и ГТСВ высотных ТВаД в конструкции КГтД, выполненных в виде двухконтурных двигателей с ВОВ, используя в конструкции последних турбины ТРДД от Д-30 и Д-30ДКП, позволит весьма сократить сроки их освоения. Несомненно, с течением времени использование в СУ КГтД с ВОВ в ПРС-R2 позволит добиться повышения скорости и дальности полета в сравнении с конвертопланом V-22 «Osprey», что немаловажно для освоения ГТСВ-2,6 с двумя вертолетными ТВаД модели ВК-2500П мощностью по 2500 л.с. Использование последних в многоцелевом ГТСВ-2,6, выполненным по технологии ПРС-R2 с двумя ВОВ и концепции ДСНС-Х2 с двумя соосными ДНВ, имеющими диаметр D_днв=15,0 м, позволит при выполнении ВВП и удельной нагрузке на мощность 2,2 кг/л.с. улучшить его критерий: полезная нагрузка × дальность = 15655 т⋅км, который почти равен как у конвертоплана V-22 «Osprey», взлетный вес которого в 1,92 раза больше, чем у ГТСВ-2,6, а при выполнении ГТСВ-2,6 технологии ВВП\КВП достичь взлетного веса 11,0\12,65 тонн, времени полета 3,88\4,0 часа, обеспечить скорость полета до 850\1124 км/ч и дальности полета до 3298\4496 км соответственно с углом χ=±60°\χ=±65° разнонаправленной стреловидности его КАИС с ДЛКАИС (см. табл. 1).