комбинированный вертолет

Формула изобретения

Комбинированный вертолет, содержащий шасси, фюзеляж с крыльями, на концах которых установлен несущие винты, отличающийся тем, что шасси закреплено на фюзеляже вертолета с помощью четырех пилонов, на которых посредством разъемных узлов закреплен внешний грузонесущий элемент в виде платформы или закрытого фургона, снабженный собственным шасси, при этом каждый из пилонов снабжен амортизирующей стойкой, содержащей гидравлическую камеру с возможностью изменения рабочего объема камеры для выравнивания клиренсов шасси вертолета и шасси внешнего грузонесущего элемента, а несущие винты на концах крыльев установлены под их плоскостями с возможностью поворота винтов в положение, вызывающее толкающее воздействие на летательный аппарат.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к вертолетам и самолетам.

Известен преобразуемый в воздухе вертолет-самолет, именуемый в авиационной технике конвертопланом, под кодовым обозначением "V-22".

Авиакомпаниями "Бэлл" и "Боинг" совместно построен в США экспериментальный конвертоплан, представляющий собой самолет с поворотными винтами на концах крыльев. Его полетный вес 27 т, коммерческая нагрузка 6,8 т.

В вертолетном режиме полета при направлении тяги винтов вверх расположение "тюльпана" вращающихся лопастей над плоскостями крыльев не вполне выгодно, т. к. крылья представляют собой экран для них, выключая собой часть ометаемой ими площади, от которой обратно пропорционально зависит величина их тяги. В самолетном режиме полета при направлении тяги вперед расположение винтов перед крыльями тоже не вполне удачно т. к. отбрасываемая винтами на крылья закрученная масса воздуха нарушает плавное обтекание крыльев и тем самым снижает их подъемную силу.

Известен одновинтовой вертолет Ми-10, появившийся в 1958 году. Его полетный вес 43 т, максимальная коммерческая нагрузка 12 т. Диаметр несущего винта 35 м. Фюзеляж без грузопассажирского отсека опирается на землю с помощью четырех высоких ферменных пилонов, снабженных шасси. Кроме того, на этих пилонах шарнирно одним концом крепятся гидрозахваты силовые гидроцилиндры с гидрозамком на свободном конце. Под фюзеляжем на этих гидрозахватах подвешена открытая платформа.

К недостаткам можно отнести его ограниченное применение, т. к. открытая платформа рассчитана на транспортировку только не стандартных крупногабаритных грузов, не вписываемых в максимальные обводы грузового отсека фюзеляжа. Поскольку такие грузы составляют исключение из их общей номенклатуры, то платформа в большей части времени вынуждена была простаивать. А вертолет, свободный от платформы, в это время не использовался в автономном режиме как воздушный кран из-за того, что ему мешали длинные "ноги"-пилоны и, главное, отсутствовал обзор нижней полусферы под вертолетом. Подтверждением этого может служить тот факт, что для работы с наружной подвеской (без платформы) в варианте воздушного крана была создана более функциональная модификация этого вертолета на коротких "ногах" и с дополнительной кабиной для оператора с обзором назад и вниз, размещенной вне фюзеляжа под кабиной экипажа.

Наиболее близким по совокупности общих существенных признаков является летательный аппарат (см. Патент США N 5000398, кл. В 64 С 27/22, 1991). Принятый за прототип он представляет собой вертолет поперечной схемы с двумя несущими винтами и с двумя вентиляторами, имеющими вертикальную ось вращения, для продольной стабилизации аппарата. Фюзеляж в обычном понятии отсутствует. Вместо него имеется открытая платформа, скомпонованная совместно с несущими винтами, вентиляторами, шасси и кабиной экипажа.

Недостатком этого летательного аппарата является вообще полное отсутствие потребности в нем на протяжении всего мирного времени, ибо он может понадобиться только в случае войны. Все время пока войны нет он должен находиться в полной боевой готовности, подвергаясь регулярно проверке его технического состояния в соответствии с графиком выполнения регламентных работ. В случае войны и если взлетно-посадочные полосы аэродромов будут внезапно разрушены противником, а самолеты окажутся в западне, не имея возможности взлететь самостоятельно, именно при таких обстоятельствах предлагаемый летательный аппарат окажется спасительным средством, на платформе которого эвакуируемый самолет сможет покинуть разрушенный аэродром. Однако поставленная цель, приведшая к созданию такого летательного аппарата, не оправдывает средств на его серийное производство.

Задачей изобретения является создание летательного аппарата, способного более эффективно, чем известное техническое решение (летающая платформа), выполнять операцию по вынужденной эвакуации самолетов, а также сделать этот летательный аппарат унифицированным, т. е. способным выполнять не только эту одну операцию, а много других вспомогательных работ.

Указанная задача решается тем, что в комбинированном вертолете, содержащем шасси, фюзеляж с крыльями, на концах которых установлены несущие винты, согласно изобретению шасси закреплено на фюзеляже вертолета с помощью четырех пилонов, на которых посредством разъемных узлов закреплен внешний грузонесущий элемент в виде платформы или закрытого фургона, снабженный собственным шасси, при этом каждый из пилонов снабжен амортизирующей стойкой, содержащей гидравлическую камеру с возможностью изменения рабочего объема камеры для выравнивания клиренсов шасси вертолета и шасси внешнего грузонесущего элемента, а несущие винты на концах крыльев установлены под их плоскостями с возможностью поворота винтов в положение, вызывающее толкающее воздействие на летательный аппарат.

Результатом более эффективного выполнения операции по эвакуации самолетов следует считать, во-первых, то, что для погрузки и разгрузки платформы можно использовать вертолет как воздушный кран. Более того, если в сложившейся экстремальной ситуации отсутствуют не только наземные средства, но и транспортные, вертолет может послужить и как воздушный буксировщик груженой платформы.

При этом скорость комбинированного вертолета в режиме полета самолета (700 800 км/ч) в два с лишним раза превышает скорость полета летающей платформы, принятой за прототип (250 300 км/ч). Это преимущество также позволяет повысить эффективность выполнения этой операции. Следует отметить, что в результате расположения несущих винтов под плоскостями крыльев в полете режима вертолета и соответственно расположения этих винтов за крыльями в режиме полета самолета достигается максимально возможная величина тяги несущих винтов и подъемная сила крыльев. В этом плане комбинированный вертолет имеет преимущество перед американским экспериментальным конвертопланом "V-22" и всеми прочими, которые известны из технической информации. Объясняется это тем, что в режиме полета вертолета у несущего винта, находящегося под плоскостью крыла, используется вся ометаемая им площадь без вычета площади крыла, если оно расположено под ним. А увеличение подъемной силы крыла в режиме полета самолета происходит за счет его ламинарного обтекания, оказывающегося возможным при расположении винта позади крыла.

Во-вторых, комбинированный вертолет становится рентабельным и самоокупаемым благодаря тому, что его грузонесущий элемент (открытая платформа и закрытый фургон) позволяет ему за счет переоборудования под различные специализированные варианты быть использованным в народном хозяйстве и в военной области. Особенно необходим он для тушения лесных пожаров, представляющих собой стихийное бедствие для страны, полезен для спасательных операций, для грузопассажирских сообщений от "порога до порога" и др.

Характеризовать комбинированный вертолет можно по следующим признакам. Прежде всего признаки эти свидетельствуют о стремлении сделать шаг вперед в развитии поперечной схемы вертолета. В его конструкцию входят фюзеляж без грузопассажирского отсека, шасси, крылья, на концах которых установлены несущие винты. Отличительной особенностью является то, что шасси закреплено на фюзеляже вертолета с помощью четырех пилонов, на которых посредством разъемных узлов закреплен внешний грузонесущий элемент в виде платформы или закрытого фургона, снабженных собственным шасси. Причем аморт-стойки шасси вертолета имеют в своей конструкции гидравлические камеры, с помощью которых выравниваются клиренсы шасси вертолета и шасси внешнего грузонесущего элемента. Кроме того, несущие винты на концах крыльев установлены под их плоскостями с возможностью поворота в положение позади крыльев, вызывая толкающее воздействие на летательный аппарат.

На фиг. 1 вид сбоку на вертолет с подвешенной платформой; на фиг. 2 - вид сзади с платформой; на фиг. 3 вид сверху с платформой; на фиг. 4 вид сбоку без платформы; на фиг. 5 вид спереди без платформы; на фиг. 6 вид сзади без платформы; на фиг. 7 вид сверху без платформы; на фиг. 8 вид на положение винта (А-А) и на крепление поворотного редуктора (вид Б); на фиг. 9 схема аэродинамических сил, обеспечивающих продольную устойчивость в режиме полета самолета; на фиг. 10 открытая платформа; на фиг. 11 принципиальная схема взаимодействия шасси вертолета и шасси платформы; на фиг. 12 доставка самолетов на открытой платформе; на фиг.13 использование вертолета как воздушного погрузчика; на фиг. 14 вид сбоку на вертолет с закрытым фургоном; на фиг. 15 вид спереди на фургон; на фиг. 16 доставка пассажиров из аэропорта в центр города в фургоне; на фиг. 17 вид сбоку на открытую платформу с установленным на ней сельскохозяйственным оборудованием; на фиг. 18 вид сверху на сельскохозяйственное оборудование в действии; на фиг. 19 - платформа после заправки на складе буксируется на место стоянки вертолета; на фиг. 20 вид сбоку на платформу, оснащенную противопожарным оборудованием во время тушения лесного пожара; на фиг. 21 -момент заполнения резервуаров на платформе водой из ближайшего водоема в автономном режиме; на фиг. 22 - платформа-топливозаправщик с цистернами перед заправкой танков на боевой позиции в отрыве от вертолета; на фиг. 23 -погрузка-разгрузка стандартизованных контейнеров вертолетом в качестве воздушного крана; на фиг. 24 буксировка вертолетом с воздуха платформы, груженой стандартизованными контейнерами до места назначения при отсутствии другого наземного транспорта; на фиг. 25 спасательная операция по приему пострадавших при кораблекрушениях на борт фургона, оборудованного под летучий госпиталь; на фиг. 26 -разминирование моря широкозахватным тралом, буксируемым с воздуха; на фиг. 27 транспортировка крупногабаритных грузов на внешней подвеске; на фиг. 28 -строительная монтажная операция с помощью воздушного крана.

Возможность осуществления предлагаемого комбинированного вертолета вполне реальна и подтверждается фактом существования конвертоплана "V-22" и вертолета "Ми-10" с подвешенной грузовой платформой.

Конструкция комбинированного вертолета состоит из фюзеляжа 1, у которого грузопассажирский отсек отсутствует, крыльев 2, на концах которых установлены несущие винты 3, шасси 4, закрепленных на фюзеляже вертолета с помощью четырех пилонов 5, из хвостового оперения, снабженного рулем направления 6 на киле и рулем высоты 7 на управляемом стабилизаторе. Крылья, внутренние полости которых заполнены топливом, имеют поперечное V, чтобы обеспечить положение несущих винтов, установленных под их плоскостями, над центром тяжести вертолета, выше фюзеляжа. А также для того, чтобы масса воздуха, отбрасываемая вниз несущим винтом в режиме полета вертолета, бала направлена в сторону от внешнего грузонесущего элемента и не обдувала его, а в режиме висения на малой высоте вертолета, свободного от грузонесущего элемента, они не обдували участок водной поверхности или суши под вертолетом при проведении операции. И еще для того, чтобы в аварийной ситуации топливо из баков в крыльях на пути к двигателям могло самотеком поступать в расходный бак, расположенный внутри фюзеляжа по центру тяжести вертолета. И, наконец, при поперечном V крыльев высокое расположение толкающих винтов над землей обеспечивает возможность совершать посадку по-самолетному, оставаясь в таком положении и не касаясь лопастями поверхности земли.

Крылья, помимо этого, имеют стреловидность в плане для того, чтобы вращающиеся лопасти несущего винта, образующие "тюльпан", при переходе его из одного положения в другое, не могли коснуться задней кромки крыла. На крыльях имеются органы управления самолетом элевоны 8 и щитки 9. На концах крыльев установлены два смежных редуктора, входящих в общую систему трансмиссии. Один 10 закреплен неподвижно внутри крыла, второй 11, на валу 12 которого закреплен несущий винт, под плоскостью крыла поворотный. Первый получает крутящий момент посредством трансмиссионных валов 13 от двигателей 14 в хвостовой части фюзеляжа через центральный редуктор 15. Второй от смежного неподвижного редуктора посредством короткого вала 16 между ними, ось вращения которого одновременно является осью вращения подвижного редуктора вместе с винтом, совершающего четверть оборота из одного положения в другое на двух соосных опорах. Внутренняя опора 17 жестко закреплена, наружная 18 имеет свободную подвеску на двух шарнирных узлах 19. С внешней стороны наружной опоры на цапфе поворотного редуктора установлен рычаг 20, к которому подведен шток силового гидроцилиндра 21. Другим концом он шарнирно закреплен на крыле. С его помощью происходит поворот подвижного редуктора и фиксация его в крайних положениях винта посредством гидрозамка. В конструкцию комбинированного вертолета входят системы управления винтами в вертолетном, самолетном режимах полета и переходном при переходе из одного режима полета в другой, а также системы управления элевонами и щитками на крыльях, управления рулем направления, высоты и стабилизатора хвостового оперения.

На четырех пилонах фюзеляжа, кроме шасси, размещено по одному разъемному узлу 22, которые служат для подвески на них под вертолетом внешнего грузонесущего элемента в виде платформы 23 или закрытого фургона 24, снабженных собственными шасси. Для выравнивания клиренса шасси вертолета и шасси грузонесущего элемента в конструкции амортизирующих стоек шасси вертолета предусмотрены гидравлические камеры 25 с возможностью изменения рабочего объема, заставляя вертолет приседать или приподниматься в процессе стыковки и расстыковки с грузонесущим элементом на земле, а также перед посадкой в воздухе приводить колеса шасси вертолета на один уровень с колесами грузонесущего элемента.

Грузонесущий элемент.

На настиле платформы предусмотрены узлы швартовки на ней всякого рода грузов. Причем не только самолета (см. прототип), но и оборудования разнообразного целевого назначения в зависимости от предстоящей операции (см. фиг. 12, 17 21, 23, 24). Закрытый фургон представляет собой подвесной грузопассажирский фюзеляж на собственном шасси, как и открытая платформа. На фиг. 16 и 25 он показан в пассажирском, десантно-транспортном и спасательном вариантах. Разъемные узлы 26 для их стыковки с ответными узлами на вертолете размещены на концах консолей, которые складываются во внутрь, чтобы не выходить за пределы допустимого габарита по ширине, установленного для автотранспорта. Передние колеса ориентирующиеся, снабженные устройством для сцепки с автотягачом. Собственное шасси позволяет рассматривать подвесную платформу и закрытый фургон как наземное транспортное средство в качестве автоприцепа. Причем их шасси рассчитано на максимальную загрузку, шасси вертолета на собственный вес. Однако находясь в сборе, при посадке их шасси представляют одно целое с точки зрения восприятия нагрузки. Для наблюдения за платформой и фургоном во время стыковки с вертолетом, а также в процессе погрузки и разгрузки им платформы в режиме работы воздушного крана, буксировки платформы и при проведении операций под вертолетом на малой высоте позади кабины экипажа встроена кабина 27 с задним обзором. В обязанности находящегося в ней оператора входит управление вертолетом, исходя из обстановки под ним. В пассажирском варианте между этой кабиной и фургоном имеется наклонный легкосъемный тоннель 28, внутри которого размещена лестница, связывающая членов экипажа с пассажирами.

В спасательном варианте (см. фиг. 25) над люком в полу фюзеляжа установлена электролебедка 29 с кабельтросом. В варианте воздушного буксировщика (см. фиг. 26) противоминных морских тралов на этом месте размещена другая электролебедка 30 с силовым тросом. В варианте воздушного крана (см. фиг. 27, 28) вместо электролебедок над люком в полу фюзеляжа крепится силовой узел 31, оснащенный замком, в котором заделан трос для внешней подвески.

Центральный редуктор, получая от двигателей крутящий момент, раздает его трансмиссионными валами не только несущим винтам, но и расположенным впереди вентиляторам 32 в блоке с продуваемыми радиаторами, охлаждающими масло редукторов и двигателей. Занимают они положение впереди несущих винтов, установленных на концах стреловидных крыльев. Двигатели, находясь в хвосте фюзеляжа, располагаются с противоположной стороны относительно несущих винтов. В результате стало возможным добиться необходимой центровки вертолета.

Главное преимущество размещения в хвостовой части фюзеляжа двигателей состоит в том, что их выхлопные газы оказывают толкающее воздействие на вертолет как в режиме полета вертолета, так и в режиме полета самолета, способствуя увеличению скорости. В режиме полета вертолета увеличение скорости полезно в переходном режиме от вертолета к самолету и обратно с точки зрения повышения эффективности крыльев. Известно, что барьером скорости для вертолета является срыв потока на отступающей лопасти несущего винта. Этот барьер соответствует скорости порядка 350 км/ч. Однако в истории авиации оставил след американский вертолет "Шайен" фирмы Локхид, на котором при помощи второго толкающего хвостового винта дополнительно к рулевому и крыльев удалось достичь рекордной скорости 408 км/ч. Преодоление барьера скорости произошло путем затягивания срыва потока на отступающей лопасти при помощи уменьшения углов ее установки. Компенсация же потери величины тяги несущего винта получилась за счет подъемной силы крыла. Нечто подобное можно осуществить и на предлагаемом комбинированном вертолете за счет тяги от выхлопных газов двигателей. Величина этой тяги должна быть подобрана из условия сохранения режима висения вертолета над одной точкой и возможности совершать полет назад. Исходя из этого, ее величина не должна превышать максимальной величины горизонтальной компоненты вектора тяги несущего винта, отклоненного назад. Он должен пересиливать реакцию тяги выхлопных газов, направленной вперед.

Взаимодействие вертолета с грузонесущим элементом.

1. На земле перед взлетом. Платформа загруженная либо пустая, располагая соответствующим клиренсом шасси, с откинутыми консолями, на концах которых размещены стыковочные узлы 26 для соединения с ответными узлами 22 на вертолете, находится в исходной позиции. Вертолет при работающих винтах, маневрируя по площадке, наезжает на платформу и выбирает положение, при котором стыковочные узлы 22 на пилонах 5 вертолета оказываются над ответными узлами 26 на концах откинутых консолей платформы. Это положение достигается посредством превышения клиренса шасси вертолета над клиренсом шасси платформы. Затем вертолет на своем шасси опускается так, чтобы стыковочные узлы вертолета и платформы вошли в соединение. Аналогичным образом стыковку вертолета с платформой можно вести при подходе вертолета с висения в воздухе. В обоих случаях наводку вертолета на платформу должен выполнять оператор, ведущий наблюдение из люка своей кабины 27, расположенной для обзора нижней полусферы. При стыковке вертолета с фургоном наблюдение должно проводится с земли с помощью переговорного устройства либо жестами.

2. В воздухе перед посадкой должна сработать гидравлическая камера 25 и вывести колеса на аморт-стойках переднего и заднего шасси вертолета на один уровень с колесами, установленными на аморт-стойках платформы. Это необходимо для обеспечения условий совместной работы шасси и вертолета и платформы как единого целого.

3. Посадка. Разгрузочные работы на платформе могут происходить в присутствии вертолета в состыкованном виде с использованием съемных трапов. Более всего это подходит к случаю, когда на платформе находится самодвижущаяся техника. Однако разгрузку платформы можно произвести и после отсоединения ее от вертолета. При этом либо сам вертолет может покинуть место посадки и не мешать разгрузке платформы, либо платформа с грузом может уйти из-под вертолета на буксире у автотранспорта до конечного места назначения. Отсоединение платформы от вертолета происходит в следующем порядке: вначале выходят из соединения стыковочные узлы, затем вертолет с помощью гидравлических камер шасси приподнимается над платформой, предоставляя ей свободу передвижения.

Преобразование в процессе переходного режима вертолета в самолет после взлета по-вертолетному и обратно самолета в вертолет перед посадкой совершается следующим образом. Взлет начинается как на обычном вертолете. После набора высоты до 2 3 м вертикально начинается разгон против ветра до наивыгодной скорости набора высоты и затем сам набор высоты. После выхода на заданную высоту в горизонтальном полете осуществляется дальнейший разгон до крейсерской скорости вертолета. Но может быть и альтернативно. Взлет выполняется вертикально вверх до заданной высоты, после чего происходит разгон в горизонтальном полете от висения до крейсерской скорости вертолета. Разница состоит в том, что взлет с набором высоты при поступательной скорости дает возможность достичь динамического потолка, а взлет вертикально вверх с последующим разгоном только статического потолка, который меньше динамического.

В вертолетном режиме полета используется, как обычно, система продольно-поперечного управления, система "шаг-газ" и система управления стабилизатором. Разворот выполняется с помощью системы управления "шаг-газ" посредством увеличения общего шага и, следовательно, реактивного момента на одном из двух несущих винтов от одного из двух рычагов в кабине экипажа смежных между собой, но раздельно связанных со своим несущим винтом.

Чтобы перейти от полета на вертолете к полету на самолете необходимо прежде всего на прямолинейном отрезке пути на заданной высоте, на крейсерской скорости горизонтального полета вертолета, против ветра обеспечить исходный угол атаки крыльев по отношению к набегающему потоку посредством управляемого стабилизатора. На крейсерской скорости он занимает нейтральное положение, в то время как вектор тяги несущих винтов 3 и ось вала 12 поворотного редуктора 11 имеют общий угол наклона 5^o вперед относительно перпендикуляра к строительной горизонтали фюзеляжа, соответствующей горизонтальному положению вертолета в полете. Далее, убедившись визуально по земным ориентирам, либо по показаниям "авиагоризонта" на приборной доске в том, что это требование выполнено, пилот поднимает сдвоенные рычаги системы "шаг-газ" до положения, соответствующего максимальному углу установки лопастей и номинальной мощности двигателей. Ручку продольно-поперечного управления циклическим шагом при этом отводит от себя до положения, соответствующего максимальному отклонению вперед диска несущих винтов, т. е. вектора тяги с 5^o до 9^o относительно перпендикуляра к строительной горизонтали для разгона вертолета от крейсерской скорости до максимальной порядка 300 км/ч. Затем с помощью рукоятки на пульте переводит стабилизатор на отрицательный угол установки, чтобы сохранить при этом горизонтальное положение вертолета, парируя возрастание пикирующего момента от несущих винтов 3 соответствующим кобрирующим моментом от стабилизатора.

С этого момента начинается переходный режим полета от вертолета к самолету. Рукояткой на пульте пилот отклоняет щитки 9 и элевоны 8 вниз до крайнего положения. Возникает подъемная сила на крыльях, которая вместе с тягой несущих винтов 3 становится больше веса вертолета. Появляется возможность убавить вертикальную и увеличить горизонтальную компоненты несущего винта, отклонив его назад на больший угол и придав вертолету большую скорость. Подъемная сила крыльев опять возрастет, причем на столько, что потребуется несколько убрать щитки 9 и элевоны 8. Возникнет и дальше возможность уменьшить вертикальную компоненту и увеличить горизонтальную несущего винта, т. е. дальше продолжать отклонение его назад на еще больший угол и т. д. до того момента, когда скорость возрастет от максимальной порядка 300 км/ч в режиме полета вертолета до крейсерской порядка 800 км/ч в режиме полета самолета. При этом щитки и элевоны 8 будут полностью убраны, несущий винт 3 займет положение толкающего винта, а стабилизатор перейдет с отрицательного угла установки при максимальной скорости вертолета (300 км/ч) на положительный при крейсерской скорости самолета (800 км/ч). Между тем, после включения рукояткой на пульте системы управления гидроцилиндром 21 на переход несущего винта 3 в положение толкающего следует тотчас взять ручку продольно-поперечного управления несущим винтом "на себя" до нейтрального положения, вернув таким образом диск несущего винта из наклонного положения относительно оси вала редуктора, оставшегося после разгона вертолета до 300 км/ч перед наступлением переходного режима, в положение под углом 90^o к нему. Сдвоенные рычаги системы управления "шаг-газом" следует опустить вниз и зафиксировать под углом, соответствующим шагу лопастей и мощности двигателей на крейсерской скорости. Так заканчивается переходный режим полета и начинается полет в режиме самолета.

Посадка после завершения перелета происходит в обратном порядке. На заданной высоте, на прямолинейном, горизонтальном отрезке пути, на крейсерской скорости полета самолета порядка 800 км/ч против ветра, проверив соответствие строительной горизонтали фюзеляжа горизонтальному положению в пространстве, пилот вводит самолет в переходный режим полета. В начале он включает рукояткой на пульте систему управления гидроцилиндром 21 и с его помощью начинает отклонять толкающий винт вниз. От этого пропульсивная сила, а за ней скорость и, вследствие этого, подъемная сила крыльев должны уменьшиться на некоторую величину. При этом несколько возрастет вертикальная составляющая толкающего винта 2. Но поскольку она в сумме с подъемной силой крыльев окажется меньше веса самолета, потребуется включить систему управления щитками 9 и элевонами 8 на выпуск, чтобы компенсировать недостаток в подъемной силе крыльев и поддержать самолет на данной высоте. По мере отклонения толкающего винта вниз аналогичным образом будут отклоняться вниз и щитки 9 с элевонами 8 на крыльях. Скорость будет угасать с крейсерской (800 км/ч) для самолетного режима полета до крейсерской скорости вертолета. Но на максимальной скорости вертолета (300 км/ч) щитки 9 и элевоны 8 должны оказаться в крайнем нижнем положении. При достижении крейсерской скорости полета вертолета, когда несущий винт 3 займет свое исходное положение и его вектор тяги вместе с осью вала 12 редуктора 11 снова окажется наклоненным вперед под 5^o относительно перпендикуляра к строительной горизонтали фюзеляжа, сохраняющей горизонтальное положение в пространстве, щитки 9 и элевоны 8 из-за неэффективности крыльев должны быть убраны полностью, чтобы не нарушать продольную устойчивость полета вертолета. Управляемый стабилизатор должен занять нейтральное положение после полета в самолетном режиме с положительным углом установки. На этом переходный режим полета завершается. Обратившись в вертолет, он, пролетев некоторое расстояние на выбранной высоте, совершает посадку как обычный вертолет без пробега, либо с пробегом, либо с висения и даже по-самолетному с пробегом с неубранным толкающим винтом.

На фиг. 9 показана схема аэродинамических сил, обеспечивающих продольную устойчивость в режиме полета самолета. Из нее видно, что стреловидность в плане и поперечное V крыльев способствует обеспечению продольной устойчивости в процессе перехода от поступательного полета по-вертолетному к полету по-самолетному и далее в его установившемся полете. По мере отклонения назад несущих винтов 3 вертикальная составляющая их тяги уменьшается, а горизонтальная увеличивается. Она разгоняет вертолет и вызывает увеличение пикирующего момента за счет превышения ее над точкой приложения суммарной равнодействующей между возрастающей подъемной силой крыла и убывающей вертикальной составляющей тяги несущего винта. В установившемся самолетном режиме полета возникает пикирующий момент за счет превышения устремленной вперед горизонтальной тяги толкающего винта над центром давления крыла. А приложенная в нем подъемная сила крыла создает кобрирующий момент за счет образовавшегося плеча до центра тяжести вертолета, переместившегося назад из-за отклонения назад несущих винтов. В результате, в самолетном режиме установившегося поступательного полета кобрирующий момент, создаваемый крыльями, должен в основном парироваться пикирующим моментом от тяги толкающих винтов и до незначительной степени управляемым стабилизатором с положительным углом установки, аэродинамическая сила которого направлена вверх.