RU141669U1

RU141669U1 - VERTICAL TAKEOFF AND LANDING FLIGHT

Info

Publication number: RU141669U1
Application number: RU2014102341/11U
Authority: RU
Inventors: Николай Юрьевич Лебедев; Николай Николаевич Долженков
Original assignee: Закрытое Акционерное Общество "Транзас"
Priority date: 2014-01-24
Filing date: 2014-01-24
Publication date: 2014-06-10

Abstract

1. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, характеризующийся тем, что содержит фюзеляж, киль, шасси, сочлененное крыло, два подъемно-маршевых вентилятора, каждый из которых состоит из винта в профилированном кольце с независимо управляемым приводом поворота, силовую установку с одним или более двигателями, узлом передачи вращающего момента от двигателя на приводные валы подъемно-маршевых вентиляторов и устройством управления тангажом, при этом подъемно-маршевые вентиляторы закреплены вблизи центра масс, симметрично относительно оси летательного аппарата на силовой балке, жестко соединенной с фюзеляжем.2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что консоли сочлененного крыла выполнены складными.3. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что сочлененное крыло содержит законцовки крыла, закрылки, элероны и рули высоты.4. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что силовая балка крепления подъемно-маршевого вентилятора выполнена полой, а приводной вал проходит сквозь неё.5. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что управляемый привод обеспечивает поворот подъемно-маршевого вентилятора вокруг силовой балки на 180° вперед и назад.6. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что воздушные винты подъемно-маршевых вентиляторов выполняют многолопастными с изменяемым шагом.7. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в качестве узла передачи вращающего момента используют механический редуктор.8. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в качестве устройства управления тангажом используют двигатель с фенестроном, расположенным в хвостовой части фюзеляжа.9. Летат1. Aircraft of vertical take-off and landing, characterized in that it contains a fuselage, keel, landing gear, articulated wing, two lift-march fans, each of which consists of a screw in a profiled ring with independently controlled rotation drive, a power plant with one or more motors, a torque transmission unit from the engine to the drive shafts of the lift-march fans and a pitch control device, while the lift-march fans are fixed near the center of mass, symmetrically relates the axis of the aircraft on a power beam rigidly connected to the fuselage. 2. Aircraft according to claim 1, characterized in that the articulated wing consoles are folding. Aircraft according to claim 1, characterized in that the articulated wing contains wingtips, flaps, ailerons and elevators. 4. Aircraft according to claim 1, characterized in that the power beam for mounting the lift-march fan is hollow, and the drive shaft passes through it. Aircraft according to claim 1, characterized in that the controllable drive rotates the lift-march fan around the power beam 180 ° forward and backward. Aircraft according to claim 1, characterized in that the propellers of the lift-march fans are multi-blade with variable pitch. Aircraft according to claim 1, characterized in that a mechanical gearbox is used as a torque transmission unit. Aircraft according to claim 1, characterized in that as a pitch control device, an engine with a fenestron located in the rear of the fuselage is used. Fly

Description

Полезная модель относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам (ЛА) вертикального и укороченного взлета и посадки.The utility model relates to aircraft, in particular to aircraft (LA) of vertical and short take-off and landing.

К основным направлениям использования предлагаемого ЛА относятся: дистанционный мониторинг окружающей среды; перевозка грузов на дальние расстояния, в отсутствие развитой аэродромной сети (Сибирь, Крайний север, акватория мирового океана); снабжение удаленных полярных баз и нефтяных платформ; обеспечение боевых (специальных) задач. При этом, одной из важных летно-технических характеристик является продолжительность полета.The main areas of use of the proposed aircraft include: remote environmental monitoring; transportation of goods over long distances, in the absence of a developed airfield network (Siberia, the Far North, the oceans); supply of remote polar bases and oil platforms; providing combat (special) missions. At the same time, one of the important flight performance characteristics is the duration of the flight.

Серьезным препятствием на пути создания ЛА вертикального взлета и посадки является необходимость соответствия ЛА как требованиям, предъявляемым к ЛА вертикального взлета и посадки (высокая тяговооруженность, низкий момент инерции конструкции, быстродействующая система управления), так и требованиям, предъявляемым к обычным самолетам (умеренный расход топлива, большой размах крыльев, низкая масса конструкции). Особенно трудно удовлетворить предъявляемые требования при создании ЛА вертикального взлета и посадки с большой продолжительностью полета.A serious obstacle to the creation of a vertical take-off and landing aircraft is the need to comply with both the requirements for vertical take-off and landing aircraft (high thrust ratio, low moment of inertia of the structure, high-speed control system) and the requirements for conventional aircraft (moderate fuel consumption) , large wingspan, low weight of the structure). It is especially difficult to meet the requirements when creating a vertical takeoff and landing aircraft with a long flight duration.

Известны различные технические решения в рассматриваемой области.There are various technical solutions in this area.

Так, известен конвертоплан Bell V-22 [1], который обладает двумя поворотными винтами большого диаметра, расположенными на концах крыла малого удлинения. Преимущества такой схемы в лучших взлетно-посадочных характеристиках. Однако, из-за малой нагрузки на ометаемую площадь винта и турбулентность обтекающего крыло потока, для конвертопланов трудно достижимы большие скорости и продолжительность полета.Thus, the Bell V-22 tiltrotor is known [1], which has two large-diameter rotary screws located at the ends of a wing of small elongation. The advantages of such a scheme in the best take-off and landing characteristics. However, due to the small load on the propeller’s swept area and the turbulence of the flow around the wing of the wing, it is difficult to achieve high speeds and flight duration for convertiplanes.

Известен экспериментальный летательный аппарат Doak VZ-4 [2], который обладает двумя подъемно-маршевыми вентиляторами на концах прямого крыла малого удлинения. Для стабилизации по тангажу, в режиме висения используется устройство, управляющее направлением газов, истекающих из маршевого турбовального двигателя. Основным недостатком данной схемы является расположение вентиляторов на концах крыла. В результате, не допустимо применение крыла большого удлинения из-за чрезмерного роста массы силовой конструкции. Это не позволяет получать высокое аэродинамическое качество ЛА и достигать большую продолжительность полета.Known experimental aircraft Doak VZ-4 [2], which has two lift-march fans at the ends of a straight wing of small elongation. To stabilize the pitch, in hovering mode, a device is used that controls the direction of the gases flowing from the marching turboshaft engine. The main disadvantage of this scheme is the location of the fans at the ends of the wing. As a result, the use of a wing of large elongation is not permissible due to excessive growth in the mass of the power structure. This does not allow to obtain high aerodynamic quality of the aircraft and to achieve a longer flight duration.

Известен патент RU №74891 «Беспилотный летательный аппарат «Обзор» (МПК B64C 39/02, B64C 29/00, опублик. 20.07.2008). Беспилотный летательный аппарат (БЛА) выполнен по схеме «летающее крыло», содержит крыло, вертикальное оперение и силовую установку с воздушным винтом, при этом вертикальное оперение установлено на концах консолей крыла, а задняя кромка крыла оснащена элевонами. Крупным недостатком известного технического решения является то, что для управления БЛА в режиме висения, используются створки под вентилятором, что ведет к потере тяги движителя. Кроме того, схема с одним подъемным вентилятором и створками требует дополнительной системы управления в режиме висения, что значительно снижает весовое совершенство БЛА.Known patent RU No. 74891 "Unmanned aerial vehicle" Overview "(IPC B64C 39/02, B64C 29/00, published. 07.20.2008). The unmanned aerial vehicle (UAV) is made according to the “flying wing” scheme, contains a wing, vertical tail and a power unit with a propeller, with vertical tail mounted at the ends of the wing consoles, and the trailing edge of the wing is equipped with elevons. A major drawback of the known technical solution is that to control the UAV in hovering mode, the flaps under the fan are used, which leads to loss of propulsion thrust. In addition, the scheme with one lifting fan and flaps requires an additional control system in the hover mode, which significantly reduces the weighted perfection of the UAV.

Известен патент RU №2446078 «Конвертоплан (варианты)» (МПК B64C 37/00, опублик. 27.03.2012). В конвертоплан, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, поворотные винтомоторные группы, введены второй фюзеляж, переднее межфюзеляжное горизонтальное оперение, заднее межфюзеляжное горизонтальное оперение и межфюзеляжный центроплан. Центральные части симметрично расположенных фюзеляжей совместно с передним межфюзеляжным горизонтальным оперением и задним межфюзеляжным горизонтальным оперением образуют жесткий замкнутый силовой контур с возможностью включения в него также килей, расположенных на задних частях фюзеляжей. Крыло состоит из консольных частей, жестко закрепленных на фюзеляжах, и соосного с ними центроплана, плоскости которого соединены с фюзеляжами через поворотные узлы с возможностью их поворота по углу атаки более чем на 90°, и в центральной части которого закреплены винтомоторные группы с соосными воздушными винтами с возможностью разного направления их вращения и возможностью их поворота относительно оси центроплана. Центр тяги винтов при вертикальном положении оси винтомоторной группы расположен над расчетным центром масс конвертоплана.Known patent RU No. 2446078 "Tiltrotor (options)" (IPC B64C 37/00, published. 03/27/2012). The second fuselage, the front interfuselage of the horizontal tail, the rear interfuselage of the horizontal tail and the interfuselage of the center wing are introduced into the tiltrotor containing the fuselage, wing, plumage, rotary propeller groups. The central parts of the symmetrically located fuselages together with the front interfuselage of the horizontal tail and the rear interfuselage of the horizontal tail form a rigid closed power circuit with the possibility of including also the keels located on the rear of the fuselage. The wing consists of cantilevered parts rigidly fixed to the fuselages, and a center section aligned with them, whose planes are connected to the fuselages through rotary units with the possibility of their rotation by an angle of attack of more than 90 °, and in the central part of which rotor-motor groups with coaxial propellers are fixed with the possibility of different directions of their rotation and the possibility of their rotation relative to the center section axis. The center of propeller thrust in the vertical position of the axis of the propeller group is located above the calculated center of mass of the tiltrotor.

Известный аналог имеет усложненную конструкцию, по сравнению с предлагаемым летательным аппаратом.The known analogue has a complicated design, compared with the proposed aircraft.

По совокупности существенных признаков, наиболее близким к заявляемой полезной модели, является патент RU №69839 «БЛА с двумя поворотными двигателями» (МПК B64C 39/02, опублик. 10.01.2008), который принят за прототип. Известный БЛА содержит свободнонесущее крыло и два поворотных двигателя (вентилятора), расположенных симметрично относительно оси БЛА и вне его. При этом, каждый поворотный двигатель состоит из винта в кольце, который через вал, установленный в цилиндрическую втулку, жестко закрепленную к свободнонесущему крылу аппарата, соединяется с приводом двигателя, при этом каждый двигатель имеет независимый управляемый привод.On the set of essential features, the closest to the claimed utility model is patent RU No. 69839 "UAV with two rotary engines" (IPC B64C 39/02, published. 01/10/2008), which is adopted as a prototype. The known UAV contains a free-carrying wing and two rotary engines (fans) located symmetrically with respect to the axis of the UAV and outside it. At the same time, each rotary engine consists of a screw in the ring, which is connected to the engine drive through a shaft mounted in a cylindrical sleeve rigidly fixed to the free-standing wing of the apparatus, and each engine has an independent controllable drive.

Основным недостатком прототипа является то, что из-за расположения поворотных двигателей на силовых элементах, длиной более размаха крыла, невозможно достигнуть высокого аэродинамического качества, без значительного роста массы конструкции ЛА.The main disadvantage of the prototype is that due to the location of the rotary engines on the power elements, longer than the wing span, it is impossible to achieve high aerodynamic quality without a significant increase in the mass of the aircraft structure.

Задачей, на решение которой направлена предлагаемая полезная модель, является создание летательного аппарата вертикального и укороченного взлета и посадки, с улучшенными летно-техническими характеристиками, заключающимися в эффективном управлении ЛА в режиме вертикального взлета и посадки, при низкой удельной массе конструкции и высоком аэродинамическом качестве.The task to which the proposed utility model is directed is to create an aircraft of vertical and shortened take-off and landing, with improved flight performance, consisting in the effective control of the aircraft in the vertical take-off and landing mode, with a low specific gravity and high aerodynamic quality.

Технический результат предлагаемой полезной модели заключается в увеличении продолжительности и дальности полета летательного аппарата вертикального взлета и посадки.The technical result of the proposed utility model is to increase the duration and range of the aircraft vertical takeoff and landing.

Технический результат достигается тем, что летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит фюзеляж, киль, шасси, сочлененное крыло, два подъемно-маршевых вентилятора, каждый из которых состоит из винта в профилированном кольце с независимо управляемым приводом поворота, силовую установку с одним или более двигателями, узлом передачи вращающего момента от двигателя на приводные валы подъемно-маршевых вентиляторов и устройством управления тангажом. При этом, подъемно-маршевые вентиляторы закреплены вблизи центра масс, симметрично относительно оси летательного аппарата на силовой балке, жестко соединенной с фюзеляжем.The technical result is achieved by the fact that the aircraft of vertical takeoff and landing contains a fuselage, keel, landing gear, articulated wing, two lift-march fans, each of which consists of a screw in a profiled ring with independently controlled rotation drive, a power plant with one or more engines , a torque transmission unit from the engine to the drive shafts of the lift-march fans and a pitch control device. At the same time, lift-march fans are fixed near the center of mass, symmetrically relative to the axis of the aircraft on a power beam rigidly connected to the fuselage.

Технический результат достигается также тем, что:The technical result is also achieved by the fact that:

- консоли сочлененного крыла выполнены складными;- console articulated wing made folding;

- сочлененное крыло содержит законцовки крыла, закрылки, элероны и рули высоты;- articulated wing contains wingtips, flaps, ailerons and elevators;

- силовая балка крепления подъемно-маршевого вентилятора выполнена полой, а приводной вал проходит сквозь нее;- the power beam mounting the lifting-marching fan is hollow, and the drive shaft passes through it;

- управляемый привод обеспечивает поворот подъемно-маршевого вентилятора вокруг силовой балки на 180° вперед и назад;- a controllable drive rotates the lift-march fan around the power beam 180 ° forward and backward;

- воздушные винты подъемно-маршевых вентиляторов выполняют многолопастными с изменяемым шагом;- propellers of lifting-marching fans perform multi-blade with variable pitch;

- в качестве узла передачи вращающего момента используют механический редуктор;- a mechanical gearbox is used as a torque transmission unit;

- в качестве устройства управления тангажом используют двигатель с фенестроном, расположенным в хвостовой части фюзеляжа;- as a pitch control device using an engine with a fenestron located in the rear of the fuselage;

- в режиме висения летательный аппарат управляется изменением величины и направления векторов тяги подъемно-маршевых вентиляторов;- in the hover mode, the aircraft is controlled by changing the magnitude and direction of the thrust vectors of the lift-march fans;

- фюзеляж в своей центральной части содержит воздухозаборник и сопло;- the fuselage in its central part contains an air intake and a nozzle;

- внутри фюзеляжа расположены не менее одного отсека с общесамолетным оборудованием, полезной нагрузкой и топливные баки;- at least one compartment with general aircraft equipment, payload and fuel tanks are located inside the fuselage;

- шасси содержит переднюю, две боковые и заднюю стойки;- the chassis contains a front, two side and rear pillars;

- киль снабжен рулями направления;- the keel is equipped with rudders;

- управление выполнено автоматическим.- control is automatic.

Сущность полезной модели поясняется следующими фигурами:The essence of the utility model is illustrated by the following figures:

фиг. 1, на которой изображен общий вид ЛА в режиме полета, где:FIG. 1, which shows a General view of the aircraft in flight mode, where:

1 - фюзеляж;1 - fuselage;

2 - сочлененное крыло;2 - articulated wing;

3 - воздухозаборник;3 - air intake;

4 - фенестрон;4 - fenestron;

5 - закрылок;5 - flap;

6 - элерон;6 - aileron;

7 - руль высоты;7 - elevator;

8 - законцовка крыла;8 - wingtip;

9 - воздушный винт изменяемого шага;9 - propeller variable pitch;

10 - подъемно-маршевый вентилятор;10 - lift-march fan;

11 - узел поворота консолей;11 - node rotation of the consoles;

12 - складываемая консоль сочлененного крыла;12 - folding console articulated wing;

фиг. 2, на которой изображен общий вид ЛА в режиме вертикального взлета, где:FIG. 2, which shows a General view of the aircraft in vertical take-off mode, where:

13 - передняя стойка шасси;13 - front landing gear;

14 - боковая стойка шасси;14 - side landing gear;

фиг. 3, на которой изображен вид ЛА сверху;FIG. 3, which shows a top view of the aircraft;

фиг. 4, на которой изображен вид сбоку, где:FIG. 4, which shows a side view, where:

15 - киль;15 - keel;

16 - руль направления;16 - rudder;

17 - сопло;17 - nozzle;

18 - задняя стойка шасси;18 - rear landing gear;

фиг. 5, на которой изображен вид спереди;FIG. 5, which shows a front view;

фиг. 6, на которой изображен ЛА с одним двигателем, в разрезе по А-А (сочлененное крыло 2 условно не показано), где:FIG. 6, which shows an aircraft with one engine, in a section along AA (articulated wing 2 not shown conventionally), where:

19 - отсек общесамолетного оборудования;19 - compartment for general aircraft equipment;

20 - топливные баки;20 - fuel tanks;

21 - отсек полезной нагрузки;21 - payload compartment;

22 - двигатель;22 - engine;

23 - узел передачи вращающего момента;23 - torque transmission unit;

24 - приводной вал;24 - a power shaft;

25 - полая силовая балка;25 - hollow power beam;

26 - управляемый привод поворота;26 - controlled rotation drive;

27 - двигатель фенестрона.27 - fenestron engine.

Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, управление которого выполнено автоматическим, содержит фюзеляж 1, киль 15, шасси, сочлененное крыло 2, два подъемно-маршевых вентилятора 10, каждый из которых состоит из многолопастного винта 9 с изменяемым шагом, в профилированном кольце с независимо управляемым приводом 26 поворота, силовую установку, обеспечивающую создание необходимой силы тяги, с одним или более двигателями 22, используемыми во всех режимах полета ЛА, узлом 23 передачи вращающего момента, в качестве которого используют механический редуктор, от двигателя 22 на приводные валы 24 подъемно-маршевых вентиляторов 10 и устройством управления тангажом.The vertical take-off and landing aircraft, which is controlled automatically, contains the fuselage 1, keel 15, landing gear, articulated wing 2, two lift-march fans 10, each of which consists of a multi-blade propeller 9 with a variable pitch, in a profiled ring with independently controlled a rotary drive 26, a power plant that provides the necessary traction, with one or more engines 22 used in all flight modes of the aircraft, a torque transmission unit 23, which is used as mechanically gearbox from the engine 22 to the drive shafts 24, lifting and propulsion fan 10 and the pitch control device.

При этом, подъемно-маршевые вентиляторы 10 закреплены вблизи центра масс, симметрично относительно оси ЛА на полой силовой балке 25, жестко соединенной с фюзеляжем 1. Управляемый привод 26 обеспечивает поворот подъемно-маршевого вентилятора 10 вокруг силовой балки 25 на 180° вперед и назад.Moreover, the marching fans 10 are fixed near the center of mass, symmetrically relative to the axis of the aircraft on the hollow power beam 25, rigidly connected to the fuselage 1. The controlled drive 26 rotates the lifting and marching fan 10 around the power beam 25 180 ° forward and backward.

Расположение вентиляторов вблизи центра масс ЛА снижает инерционность системы при вертикальном взлете, что позволяет уменьшать потери тяги на управление, тем самым снижая массу силовой установки. Разнотяг вентиляторов обеспечивается независимым изменением шага винтов 9. Управление поворотом подъемно-маршевых вентиляторов 10 вокруг силовых балок 25 обеспечивают управляемые приводы 26.The location of the fans near the center of mass of the aircraft reduces the inertia of the system during vertical take-off, which reduces the loss of thrust for control, thereby reducing the mass of the power plant. The fan draw is provided by an independent change in the pitch of the screws 9. Controlled rotation of the lift-march fans 10 around the power beams 25 provide controlled drives 26.

Приводной вал 24, проходящий сквозь полую силовую балку 25, передает вращающий момент от двигателя 22 через узел передачи 23. Крепление полых силовых балок 25 выполнено таким образом, что их общая продольная ось симметрии пересекается с плоскостью симметрии фюзеляжа 1 под углом 90°.The drive shaft 24, passing through the hollow power beam 25, transmits torque from the engine 22 through the transmission unit 23. The hollow power beams 25 are mounted so that their common longitudinal axis of symmetry intersects the symmetry plane of the fuselage 1 at an angle of 90 °.

В качестве устройства управления тангажом используют двигатель 27 с фенестроном 4, расположенным в хвостовой части фюзеляжа 1.As a pitch control device, an engine 27 is used with a fenestron 4 located in the rear of the fuselage 1.

Фюзеляж 1 является основой конструкции ЛА, объединяющей в силовом отношении в единое целое все части, и предназначен для размещения общесамолетного оборудования ЛА и полезной нагрузки. Фюзеляж 1, внутри которого расположены не менее одного отсека 19 с общесамолетным оборудованием, отсека 21 полезной нагрузки и топливные баки 20, выполнен из композиционного материала. Фюзеляж 1 в своей центральной части содержит воздухозаборник 3 и сопло 17, которые обеспечивают подвод и отвод воздуха от двигателя 22.The fuselage 1 is the basis for the design of the aircraft, which unites all parts in a single force and is designed to accommodate general aircraft equipment and payloads. The fuselage 1, inside of which there are at least one compartment 19 with general aircraft equipment, a payload compartment 21 and fuel tanks 20, is made of composite material. The fuselage 1 in its central part contains an air intake 3 and a nozzle 17, which provide air inlet and outlet from the engine 22.

Сочлененное крыло 2 с законцовками 8, закрылками 5, элеронами 6 и рулями высоты 7 предназначено для создания подъемной силы и управления ЛА в горизонтальном полете. Для снижения момента инерции конструкции и дестабилизирующих аэродинамических эффектов, при вертикальном взлете консоли сочлененного крыла 2 выполнены складными. Ось поворота консолей совпадает с осью узла поворота 11 консолей.The articulated wing 2 with tips 8, flaps 5, ailerons 6 and rudders of height 7 is designed to create lift and control the aircraft in horizontal flight. To reduce the moment of inertia of the structure and destabilizing aerodynamic effects, with vertical take-off the console of the articulated wing 2 is made folding. The axis of rotation of the consoles coincides with the axis of the node rotation of 11 consoles.

Киль 15 с рулем направления 16 предназначен для аэродинамической стабилизации и управления ЛА, а также для крепления верхней части сочлененного крыла 2.The keel 15 with rudder 16 is designed for aerodynamic stabilization and control of the aircraft, as well as for fastening the upper part of the articulated wing 2.

Шасси содержит переднюю 13, две боковые 14 и заднюю 18 стойки. Шасси выполнено по велосипедной схеме, что обеспечивает снижение аэродинамического сопротивления при полете ЛА.The chassis contains a front 13, two side 14 and rear 18 racks. The chassis is made according to the bicycle scheme, which ensures a reduction in aerodynamic drag during aircraft flight.

Основной запас топлива размещен в топливных баках 20, установленных в фюзеляже 1, впереди и позади центра масс ЛА. С помощью неравномерной заливки топлива, такое расположение баков позволит менять расположение центра масс ЛА, и совмещать его с точкой пересечения оси силовых балок 25 и плоскости симметрии ЛА, что в свою очередь снизит затраты тяги на управление и увеличит запас топлива для маршевого полета.The main fuel supply is located in the fuel tanks 20 installed in the fuselage 1, in front of and behind the center of mass of the aircraft. Using uneven fuel filling, this arrangement of tanks will allow you to change the location of the center of mass of the aircraft, and combine it with the point of intersection of the axis of the power beams 25 and the plane of symmetry of the aircraft, which in turn will reduce the thrust costs for control and increase the fuel supply for a march flight.

Отсек 19 общесамолетного оборудования обеспечивает функционирование ключевых составляющих ЛА и включает в себя систему электроснабжения, систему управления, систему связи и т.д.Compartment 19 of general aircraft equipment ensures the functioning of the key components of the aircraft and includes a power supply system, control system, communication system, etc.

При больших скоростях полета ЛА в качестве органов аэродинамического управления используются элероны 6, рули высоты 7 и рули направления 16. На малых скоростях и режимах вертикального взлета и посадки, управление обеспечивается изменением направления и величины вектора тяги поворотных подъемно-маршевых вентиляторов 10, а также изменением величины тяги фенестрона 4, которое обеспечивается изменением частоты вращения двигателя 27 фенестрона 4. На переходных режимах - управление смешанное.At high flight speeds of the aircraft, ailerons 6, elevators 7 and rudders 16 are used as aerodynamic controls. At low speeds and vertical take-off and landing modes, control is provided by changing the direction and magnitude of the thrust vector of the rotary lifting-march fans 10, as well as by changing the magnitude of the traction of fenestrone 4, which is provided by changing the speed of the engine 27 of fenestrone 4. In transitional modes - mixed control.

Для описания процесса функционирования ЛА целесообразно выделить следующие режимы работы: «Вертикальный взлет», «Висение 1», «Переходный режим 1», «Горизонтальный полет», «Переходный режим 2», «Горизонтальный полет», «Переходный режим 2», «Висение 2», «Вертикальная посадка», «Взлет», «Посадка».To describe the functioning of the aircraft, it is advisable to distinguish the following operating modes: “Vertical take-off,” “Hanging 1,” “Transition mode 1,” “Horizontal flight,” “Transition mode 2,” “Horizontal flight,” “Transition mode 2,” “ Hanging 2 "," Vertical landing "," Take-off "," Landing ".

В режиме «Вертикальный взлет» ЛА стоит на земле, передние шасси выпущены, консоли крыла 2 сложены, оси вентиляторов 10 направлены вертикально. После запуска двигателя 22, тяга вентиляторов 10 превышает вес самолета, и ЛА взлетает с нулевой поступательной скоростью. Управление и стабилизация ЛА производятся исключительно изменением тяги вентиляторов 10 и фенестрона 4, а также независимым поворотом вентиляторов 10.In the “Vertical take-off” mode, the aircraft is on the ground, the front landing gears are released, the wing consoles 2 are folded, the axes of the fans 10 are directed vertically. After starting the engine 22, the thrust of the fans 10 exceeds the weight of the aircraft, and the aircraft takes off at zero translational speed. The control and stabilization of the aircraft is carried out exclusively by changing the thrust of the fans 10 and fenestron 4, as well as by independent rotation of the fans 10.

В режиме «Висение 1» ЛА висит в воздухе с нулевой вертикальной и поступательной скоростями. Режим предназначен для уборки стоек 13, 14, 18 шасси и раскрытия консолей крыла 2 перед переходным режимом. Управление и стабилизация ЛА производятся исключительно изменением тяги вентиляторов 10 и фенестрона 4, а также независимым поворотом вентиляторов 10.In the "Hanging 1" mode, the aircraft hangs in the air with zero vertical and translational speeds. The mode is intended for cleaning the struts 13, 14, 18 of the chassis and opening the wing consoles 2 before the transition mode. The control and stabilization of the aircraft is carried out exclusively by changing the thrust of the fans 10 and fenestron 4, as well as by independent rotation of the fans 10.

В режиме «Переходный режим 1» ЛА переходит из режима «Висение 1» в режим «Горизонтальный полет» и набирает скорость, необходимую для горизонтального полета. Оси вентиляторов 10 разворачиваются из вертикального в горизонтальное положение. Управление смешанное и аэродинамическое, обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7, рулями направления 16, изменением тяги и независимым поворотом вентиляторов 10.In the "Transition mode 1" mode, the aircraft switches from the "Hanging 1" mode to the "Horizontal flight" mode and gains the speed necessary for horizontal flight. The axes of the fans 10 are rotated from vertical to horizontal. The control is mixed and aerodynamic, provided by ailerons 6, elevators 7, rudders 16, traction change and independent rotation of the fans 10.

В режиме «Горизонтальный полет» подъемная сила создается сочлененным крылом 2. Оси вентиляторов 10 направлены горизонтально. Аэродинамическое управление обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7 и рулями направления 16.In the "Horizontal flight" mode, the lifting force is created by the articulated wing 2. The axes of the fans 10 are directed horizontally. Aerodynamic control is provided by ailerons 6, elevators 7 and rudders 16.

В режиме «Переходный режим 2» ЛА переходит из режима «Горизонтального полета» в режим «Висение 2». Поступательная скорость снижается до нуля. Оси вентиляторов 10 поворачиваются из горизонтального в вертикальное положение. Управление смешанное и аэродинамическое, обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7, рулями направления 16, изменением тяги и независимым поворотом вентиляторов 10.In the "Transition mode 2" mode, the aircraft switches from the "Horizontal flight" mode to the "Hanging 2" mode. Translational speed is reduced to zero. The axis of the fans 10 rotate from horizontal to vertical position. The control is mixed and aerodynamic, provided by ailerons 6, elevators 7, rudders 16, traction change and independent rotation of the fans 10.

В режиме «Висение 2» ЛА висит в воздухе с нулевой вертикальной и поступательной скоростями. Режим предназначен для выпуска шасси и складывания консолей крыла 2 перед посадкой. Управление и стабилизация ЛА производятся исключительно изменением тяги вентиляторов 10 и фенестрона 4, а также независимым поворотом вентиляторов 10.In the "Hanging 2" mode, the aircraft hangs in the air with zero vertical and translational speeds. The mode is intended for landing gear release and folding of wing consoles 2 before landing. The control and stabilization of the aircraft is carried out exclusively by changing the thrust of the fans 10 and fenestron 4, as well as by independent rotation of the fans 10.

В режиме «Вертикальная посадка» ЛА приземляется с нулевой поступательной скоростью.In the “Vertical Landing” mode, the aircraft lands at zero translational speed.

В режиме «Взлет» оси вентиляторов 10 направлены горизонтально, закрылки 5 выпущены. ЛА взлетает аналогично обычному самолету, за счет подъемной силы, создаваемой сочлененным крылом 2. Управление ЛА аэродинамическое, обеспечивается элеронами 6, рулями высоты 7 и рулями направления 16. После взлета происходит уборка закрылков 5.In the “Take-off” mode, the axes of the fans 10 are directed horizontally, the flaps 5 are released. The aircraft takes off similarly to a conventional aircraft, due to the lifting force created by the articulated wing 2. The control of the aircraft is aerodynamic, provided by ailerons 6, elevators 7 and rudders 16. After takeoff, flaps 5 are cleaned.

В режиме «Посадка» ЛА приземляется аналогично обычному самолету.In the "Landing" mode, the aircraft lands similarly to a conventional aircraft.

Таким образом, сочетание сочлененного крыла и подъемно-маршевых вентиляторов, расположенных вблизи центра масс летательного аппарата, позволит создать летательный аппарат, совмещающий большую продолжительность полета и возможность вертикального взлета и посадки.Thus, the combination of an articulated wing and lift-march fans located near the center of mass of the aircraft will allow us to create an aircraft that combines a longer flight duration and the possibility of vertical take-off and landing.

ЛитератураLiterature

1. С. Мицкевич. Результаты войсковых испытаний транспортно-десантного самолета V-22 «Оспрей» // «Зарубежное военное обозрение». №11 (656), 2001. С. 33-38.1. S. Mickiewicz. The results of military tests of the transport-landing aircraft V-22 "Osprey" // "Foreign Military Review". No. 11 (656), 2001.S. 33-38.

2. Harding, Stephen. U.S. Army Aircraft Since 1947. Shrewsbury, UK: Airlife Publishing, Ltd., 1990. ISBN 1-85310-102-8.2. Harding, Stephen. U.S. Army Aircraft Since 1947. Shrewsbury, UK: Airlife Publishing, Ltd., 1990. ISBN 1-85310-102-8.

Claims

1. Aircraft of vertical take-off and landing, characterized in that it contains a fuselage, keel, landing gear, articulated wing, two lift-march fans, each of which consists of a screw in a profiled ring with independently controlled rotation drive, a power plant with one or more motors, a torque transmission unit from the engine to the drive shafts of the lift-march fans and a pitch control device, while the lift-march fans are fixed near the center of mass, symmetrically relates exactly the axis of the aircraft on a power beam rigidly connected to the fuselage.

2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the articulated wing consoles are folding.

3. Aircraft according to claim 1, characterized in that the articulated wing contains wingtips, flaps, ailerons and elevators.

4. Aircraft according to claim 1, characterized in that the power beam for mounting the lifting-marching fan is hollow, and the drive shaft passes through it.

5. The aircraft according to claim 1, characterized in that the controllable drive rotates the lift-march fan around the power beam 180 ° forward and backward.

6. Aircraft according to claim 1, characterized in that the propellers of the lift-march fans are multi-blade with variable pitch.

7. The aircraft according to claim 1, characterized in that a mechanical gearbox is used as a torque transmission unit.

8. Aircraft according to claim 1, characterized in that as a pitch control device, an engine with a fenestron located in the rear of the fuselage is used.

9. The aircraft according to claim 1, characterized in that in the hovering mode the aircraft is controlled by changing the magnitude and direction of the thrust vectors of the lift-march fans.

10. Aircraft according to claim 1, characterized in that the fuselage in its central part contains an air intake and a nozzle.

11. Aircraft according to claim 1, characterized in that at least one compartment with general aircraft equipment, payload and fuel tanks are located inside the fuselage.

12. Aircraft according to claim 1, characterized in that the landing gear comprises a front, two side and rear racks.

13. The aircraft according to claim 1, characterized in that the keel is equipped with rudders.

14. Aircraft according to claim 1, characterized in that the control is automatic.