ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 1999 года по МПК B64C39/02 

Изобретение касается устанавливаемого и закрепляемого на нагрузке летательного аппарата, нагрузка способна выполнять функции управления и с помощью летательного аппарата автономно открываться от земли и зависать над землей или удерживаться стационарно. При этом нагрузкой может являться находящийся практически в вертикальном положении летчик или устройство дистанционного управления.

Известны летательные аппараты такого типа, двигатель которых сконструирован как работающий на горючем топливе ракетных (реактивных) двигатель или газотурбинный двигатель с направленными вниз соплами, так что выходящие из них горячие выхлопные газы являются опасными: созданная реактивная струя двигателя - высокотемпературная и представляет опасность для летчика из-за возможности воспламенения, а для окружающей среды - из-за возможности образования пожара.

Кроме этого, высокая температура этих выхлопных газов ограничивает выбор материалов, пригодных для конструирования летательного аппарата, например, в качестве конструктивных материалов узлов, контактирующих с горячими выхлопными газами, непригодны никакие пластмассы, а в данном случае даже алюминий.

Известен газотурбинный летательный аппарат вышеуказанного типа, который крепится на спине летчика (см. патент США US-A-3 023 980). В качестве горючего для газовой турбины используется, например, бензин. При этом газовая турбина с помощью непосредственно присоединенного, горизонтально закрепленного вращающегося приводного вала с той же скоростью вращения вращает аксиальный компрессор, который всасывает воздух из окружающей среды и падает его в газовую турбину. Через две трубы, которые ведут от газовой турбины к выходным соплам, расположенный сбоку рядом с летчиком, выталкивается образованная струя горячего газа с выходной температурой около 1200^oF (700^oC) и таким образом создается необходимая подъемная сила. Управление летательным аппаратом осуществляется ручкой для регулировки направления выходных сопел, т.е. отклонения направления выхода горячего газа в окружающую среду. Недостатком этого летательного аппарат являются высокие температуры выходящей струи газа и предельно короткая максимальная продолжительность полета из-за большого расхода горючего.

Известна летающая платформа с дистанционным управлением (см. патент США US-A-4-795111), в которой поршневой двигатель внутреннего сгорания непосредственно вращает размещенный в корпусе лопастной винт. Это аппарат в основном применяется в качестве военных или гражданских наблюдательных платформ с дистанционным управлением. Упоминается, но не описывается возможность нахождения летчика в подъемной части. В этом аппарате отсутствует недостаток, связанный с горячими выхлопными газами. Описываемая платформа не может крепиться на спине летчика. Кольцо винта заканчивается неразветвленной, короткой, прямой, неповоротной трубой. Уже при использовании двух разделенных труб платформа стала бы непригодной и тяжелой для применения ее в качестве летательного аппарата, прикрепленного на спине летчика.

Поэтому необходим летательный аппарат вышеуказанного типа, выхлопные газы которого имеют столь низкую температуру, что они практически не являются опасными и позволяют оптимально использовать легкие строительные материалы для летательного аппарата. Кроме этого, необходимо создать летательный аппарат, обеспечивающий длительное пребывание в воздухе.

Цель данного изобретения - удовлетворить эту потребность. Для решения поставленной цели предлагается летательный аппарат вышеуказанного типа с приведенными в пункте 1 формулы изобретения отличительными признаками. В дополнительных пунктах определены усовершенствования на базе изобретенного летательного аппарата.

Изобретение обеспечивает возможность подъема нагрузки, способной управлять летательным аппаратом, т.е. летчика (на спине которого с помощью корсета или опорного устройства крепится летательный аппарат) поднимаемого с земли в вертикальном направлении и в течение более длительного промежутка времени (до одного часа и более) или на продолжительном отрезке удерживаемого в режиме зависания или полета. Необходимую мощность летательного аппарата обеспечивает, например, работающий на горючем поршневой двигатель внутреннего сгорания с искровым зажиганием (тип Otto), который с помощью приводного вала приводит в действие установленный на нем лопастной компрессор; последний с помощью своего рабочего колеса всасывает воздух, сжимает его и ускоряет с тем, чтобы он с большой скоростью направлялся в вертикальном направлении вниз к соответствующему выходному соплу трубы и выходил через него. В качестве привода также можно использовать двигатели внутреннего сгорания (ДВС) типа двигатель Дизеля и двигатель Ванкеля. Также можно использовать другие типы ДВС, напр. водородные. На выходном конце труб сопла имеют сужение, благодаря чему обеспечивается ускорение выходящего воздушного потока.

Благодаря возможности согласования геометрии компрессора с характеристиками привода отпадает необходимость редуктора для передачи или редукции между коленчатым валом поршневого двигателя и лопастным компрессором. Прямой привод с приводным валом между приводным устройством и рабочим колесом дает значительное упрощение и соответственно значительную экономию веса.

В отличие от вертолета, в данном изобретении, несмотря на использование в нем приводного устройства о вращающимися частями, отпадает необходимость выравнивания крутящего момента двигателя с помощью специального винта. Необходимый противодействующий крутящий момент можно получить путем отклонения воздушной струи привода от вертикального направления потока.

Изобретение удовлетворяет потребность в небольшом, легком, просто работающем летательном аппарате, который дает возможность перемещения на нем нагрузки, напр. летчика, способного управлять таким аппаратом. Изобретенный летательный аппарат характеризуется легкой маневренностью, простотой транспортировки и монтажа, на земле его может нести один человек, он легко запускается и обслуживается. На таком аппарате можно выполнять такие воздушные маневры, которые невозможны на других известных летательных аппаратах, как, например, аэропланы, сверхлегкие (ultra light) самолеты, воздушные баллоны, управляемые парашюты, дельтапланы и т.п. Кроме этого, на таком летательном аппарате можно летать в областях, которые недоступны или труднодоступны при использовании вертолета, напр. узкие горные ущелья. Кроме этого, благодаря устранению опасности возникновения пожара, такой летательный аппарат может летать над лесными массивами, а также в узких переулках между домами и прямо к фасадам домов.

Одним из существенных преимуществ изобретения, а также существенным отличием по сравнению с уже известными летательными аппаратами, является использование двигателя внутреннего сгорания или поршневого двигателя. По сравнению с другими двигателями, как например газовые турбины, химические приводы, например с перекисью водорода и т.п., он гораздо эффективнее и экономичнее, а также технически проще, что обеспечивает значительно большую продолжительность полета. Другим преимуществом поршневого двигателя является его простое, надежное управление, а также низкие затраты на приобретение и эксплуатацию. Его обслуживание и профилактика также значительно дешевле, чем в случае использования газовых турбин. В качестве горючего можно использовать обычное горючее для поршневых двигателей, так что уже имеющаяся инфраструктуру обеспечивает беспроблемное снабжение горючим.

Благодаря низкой температуре воздушного потока, создаваемого лопастным компрессором и выходящего через сопла, можно успешно выполнить важные машинные, напр. трубы и/или лопастный компрессор, детали из легких многослойных волокнистых материалов. Это преимущество присутствует даже в случае смешивания выхлопных газов поршневого двигателя с выходящим воздушным потоком.

Летательный аппарат, выполненный согласно изобретению, может успешно применяться в качестве транспортного средства для оказания первой помощи в спасательных операциях в труднодоступных местностях или в густонаселенных центрах больших городов, где вследствие большого движения или других препятствий не удается своевременно добраться до раненых с помощью обычных транспортных средств. Он также применим при тушении больших пожаров в высотных домах, обеспечивая доставку туда систем спасения пострадавших людей или их вывод с помощью такого летательного аппарата. Это особенно важно в том случае, когда нецелесообразно использовать обычные средства, такие как спасательные приставные лестницы или вертолеты.

Кроме этого, соответствующий изобретению летательный аппарат является крайне легким, небольшим и благоприятным по стоимости воздушным транспортным средством, для которого являются достаточными взлетные и посадочные площадки минимальной площади. Он значительно нечувствительнее к условиям посадки и взлета, чем, например, работающие на газовых турбинах летательные аппараты, в которых вблизи земли имеется опасность снижения тяги вследствие рециркуляции выхлопного газа или попадания в двигатель посторонних предметов, таких как пыль, листья, камешки и т.п. и повреждения двигателя.

Летательный аппарат, выполненный согласно изобретению, обеспечивает реализацию недорогостоящего и быстрого способа достижения труднодоступных местностей, например, для выполнения контроля и наблюдения. Этот летательный аппарат отличается простотой управления и позволяет летчику летать над лесными массивами и использовать при этом крайне малые площади. Также возможен полет на более блинные расстояния на малых высотах от земли. Он имеет большие возможности применения в военных целях, где решающими факторами являются значительный радиус действия летательного аппарата, а также его компактная конструкция, что обеспечивает широкие возможности для его применения. Заявленный летательный аппарат может находить широкое применение также в воздушном спорте.

Благодаря выбранному, новому и особенно простому приводу, сочетающему в себе признаки двигателя внутреннего сгорания, лопастного винта и удвоенной трубы, стало возможным получить оптимальное направление воздушных потоков и соответственно использовать приводную энергию двигателя с более высокой к.п. д. Благодаря непосредственному соединению вращающихся осей двигателя внутреннего сгорания и лопастного компрессора, а также оптимальному согласованию скорости вращения двигателя внутреннего сгорания с аэродинамической формой лопастного компрессора достигается выход воздушного потока через сопла труб с дозвуковой скоростью, вследствие чего еще больше увеличивается к.п.д. устройства создания подъемной силы, т.е. привода вместе с лопастным компрессором, в отличие от газотурбинного летательного аппарата, струя газа из которого выталкивается со значительно большей скоростью. Поэтому заявленный летательный аппарат имеет весьма небольшой расход горючего и соответственно позволяет выполнять более длительные полеты.

Ниже на чертежах подробнее описываются примеры конструкций, заявленного летательного аппарата, причем одинаковые части и детали на различных чертежах обозначены одинаковыми цифрами.

На фиг. 1а, 1б, 1в, и 1г в схематическом виде сбоку, спереди с частичным разрезом, спереди и сверху показаны примеры конструкции летательного аппарата по данному изобретению, закрепленного на спине летчика.

на фиг. 1д, 1е показан водяной радиатор на всасывающем диффузоре компрессора, служащий для охлаждения поршневого двигателя.

На фиг. 1ж показан вращаемый приводным валом охлаждающий ротор и узел водяного охлаждения, служащий для охлаждения поршневого двигателя.

На фиг. 1з показаны элементы водяного охлаждения на концах труб, служащие для охлаждения поршневого двигателя, а также управляющее устройство с дистанционным управлением вместо датчика.

На фиг. 1и показана обводная (байпассная) система для нагнетания поршневого двигателя.

На фиг. 1к показан соединительный фланец в виде пускового ременного шкива.

На фиг. 2 показана конструкция карданного механизма в области лопастного компрессора.

На фиг. 3 схематически показан вид сверху части летательного аппарата, представленного на фиг. 1а, 1б, 1в и 1г, для показа возможности компенсации крутящего момента.

На фиг. 4а, 4б, 4в и 4г схематически показан вид сбоку части летательного аппарата, представленного на фиг. 1а, 1б, 1в и 1г для показа возможности регулировки направления выходящего потока воздуха.

На фиг. 5 схематически показан принцип действия системы спасения в указанном в патентной заявке летательном аппарате, представленном на фиг. 1а, 1б, 1в и 1г.

Как, в частности, видно на фиг. 1а, летательный аппарат находится на спине летчика. Корсет выполнен в виде топливного бака с горючим 10 и соприкасается со спиной летчика P. С помощью системы ремней 16, выполненной в виде сиденья, путем фиксирования затяжки ремня 17 достигается жесткая силовая связь между летчиком и летательным аппаратом. Это также служит для переноса летчиков P аппарата до и после полета. В обычном полетном положении летательного аппарата общая ось центра тяжести X летательного аппарата и летчика или груза проходит между приводным устройством 100 и летчиком P практически через середину выходных сопел 304, 305, которые, как правило, расположены над общим центром тяжести летательного аппарата и летчика Р. Ручкой газа 310 летчик P регулирует на одной из двух консолей управления 309 мощность поршневого двигателя, входящего в приводное устройство 100 и запускающегося ручным стартером 105. Приводное устройство 100 снабжается топливом из топливного бака 10 с помощью обычного смесеобразующего устройства. При этом топливный бак 10 может состоять из нескольких частей или можно предусмотреть несколько топливных баков.

На летательном аппарате установлен лопастной компрессор 200 с лопастями из углеродного волокна 203, стальной вал 208 лопастного винта которого связан с коленчатым валом 107 приводного устройства 100 через выполненный из углеродного волокна приводной вал 108, который в нормальных полетных условиях летательного аппарата стоит практически вертикально.

Вал лопастного винта 208 заканчивается в выполненной из алюминия втулке компрессора 204, в котором вмонтированы лопатки компрессора 203. При этом вал лопастного винта 208 обычно оснащен самосмазывающимися опорами. Лопастной компрессор 200 втягивает воздух из окружающей среды через выполненный из углеродного волокна всасывающий диффузор компрессора 202, который в нормальных полетных условиях летательного аппарата находится практически в горизонтальном положении над летчиком, и выталкивает его с высокой скоростью вниз в вертикальном направлении через выполненный из углеродного волокна статор 205, служащий для выравнивания потока воздуха, а также равномерно распределяет поток в две выполненные из углеродного волокна трубы 300. Расположенные сбоку рядом с летчиком P выходные сопла 304, 305 на концах труб 300 создают подъемную тягу, необходимую для отрыва летчика и летательного аппарата от земли и зависания над землей.

Увеличение мощности приводного устройства 100 приведет к росту скорости вращения лопастного компрессора 200. Передача мощности лопастям компрессора 203 вызовет рост скорости выхода воздуха из выходных сопел 304, 305 и, следовательно, увеличение подъемной тяги.

Путем выравнивания закрученного потока на выходе из компрессора с помощью неподвижных, выполненных из углеродного волокна, лопаток, адаптированных к соответствующей геометрии компрессора, создается крайне эффективное превращение мощности двигателя приводного устройства 100 в энергию потока, которая подводится к трубам 300. Это является существенным усовершенствованием по сравнению с обычными несущими винтами вертолетов, а также воздушными винтами. Верхний конец торсионной втулки 106 скреплен болтами статорным лопастным колесом 205, а нижний конец - соединительным шпангоутом 9. Соединительный шпангоут на обеих концах плотно соединен с рамой 1, которая держит приводное устройство 100, топливный бак 10 и лопастной компрессор 200. Этим обеспечивается жесткость несущей конструкции и исключается кручение рамы 1 крутящим моментом, созданным приводным устройством 100.

С помощью консолей управления 309, скрепленных винтовым соединением 319 с трубами 300, и карданного механизма 2 (см. в частности фиг. 1в, 1г и фиг. 2), соединяющего удлинительные трубы 300 со старом 205 лопастного компрессора 200, обе удлинительные трубы 300, а также находящиеся на их концах выходные сопла 304, 305 могут отклоняться в любом направлении под углом примерно ±10 град (см. выделенное на чертеже положение отклонения на фиг. 1б). Это движение управления позволяет летчику в такой мере изменять результирующее усилие выходящего через удлинительные трубы 300 воздушного потока, чтобы оно совпало с осью центра тяжести X всего летательного аппарата вместе с летчиком и таким образом обеспечило полет в режиме висения. Небольшие отклонения от этого установленного положения дополнительно влияют на движение летательного аппарата в горизонтальном положении. Эта возможность регулировки необходима также для учета различного веса летчиков.

Самый эффективный метод выравнивания крутящего момента приводного устройства 100 и лопастного компрессора 200 с помощью противодействующего крутящего момента заключаются в закрутке 306. 307 (см. в частности фиг. 1а и 1г) обеих удлинительных труб 300 настолько, чтобы их выходные сопла 304, 305 отклоняли струю таким образом, чтобы компенсировался крутящийся момент. При этом триммерами 302, расположенными в области выходных сопел 304, 305, можно осуществлять тонкую регулировку компенсации крутящего момента.

На фиг. 3 показана другая возможность с помощью противодействующего крутящего момента выравнивать крутящий момент, созданный приводным устройством 100 и лопастным компрессором 200; она заключается в отводе небольшого количества воздуха от созданного потока воздуха. Это достигается с помощью двух отклоняющих сопел 209, которые на расстоянии от оси центра тяжести X отклоняют разделенные воздушные потоки под углом 90 град в тангенциальном направлении и выводят их. Поворотной ручкой 311, расположенной на одной из консолей управления 309, можно регулировать дроссельные клапаны 210 для управления выходящими из отклоняющих сопел 209 воздушными потоками и соответственно противодействующим крутящим моментом.

Удлинительные трубы 300 отклоняют через карданный шарнир 2 с карданным кольцом 2 для подвески удлинительных труб 300 на раме 1 с помощью крепежного соединения 3 (см. в частности фиг. 1б). Для уплотнения свободного пространства, образующегося между корпусом компрессора 201, закрепленного на раме 1, и удлинительными трубами 300, зажимными кольцами крепят компенсатор отклонения 301, который охватывает сильфонное уплотнение с одним или несколькими вала и одновременно служит распределителем воздушного потока, или прямо вслаивается или крепится в зависимости от материала (с учетом различных свойств материалов). Таким образом для стабилизации полета можно с незначительными потерями отклонять образующуюся выхлопную струю в необходимом направлении. У прохода приводного вала 108 устанавливают соответствующее уплотнение. Кожух компрессора 201, охватывающий лопастной компрессор 200, жестко крепится креплением 2-7 с рамой 1, а также с приводным устройством 100 и топливным баком 10.

На фиг. 4а, 4б, 4в и 4г показаны другие возможные решения для разворота и отклонения струи, а также для управления летательным аппаратом с стабилизации равновесия.

На фиг. 4а видно, что первый узел образуется приводным устройством 100 с рамой 1, а также с топливным баком 10 и установленным на нем опорным устройством; второй узел включает все удлинительные трубы 300 с лопастным компрессором 200, а приводное устройство 100 соединено с лопастным компрессором 200 с помощью карданного вала 110. Этот карданный вал 110 состоит, например, из двух гомокинетических карданных шарниров, показанных на рисунке. Управление обеспечивается путем смещения вертикальной оси центра тяжести X с помощью карданного шарнира 2 между первым и вторым узлом в области кожуха компрессора 201.

На фиг. 4б видно, что приводное устройство 100, рама 1, лопастной компрессор 200 и удлинительные трубы 300 образуют первый узел, а второй узел включает топливный бак 10 с установленным на нем опорным устройством для летчика P, причем оба узла соединены друг с другом в опорном устройстве. Путем выравнивания результирующий подъемной силы можно управлять летательным аппаратом.

На фиг. 4в видно, что для управления и стабилизации летательного аппарата перекрестно расположенные винты управления 315, 316 закреплены продольно и поперечно на вращающемся вокруг собственной оси полом валу 314, благодаря чему можно отклонять выходящую струю в любом направлении. На полом валу 314 проведен трос 303, с помощью которого ручкой 311 можно регулировать винты 316 управления через оси вращения 317. Винт управления 315 жестко соединен с полым валом 314. Этот вал вращается вокруг собственной оси с помощью скобы 318 путем поворота консоля управления 309 в поворотном шарнире 3131. С помощью этого отклонения струи, имеющегося на выходе воздушного потока из удлинительных труб 300, можно обеспечить стабилизацию и управление летательным аппаратом.

На фиг. 4г видно, что для управления и стабилизации летательного аппарата на конце удлинительной трубы 300 регулировочные сопла 312 подвижно закреплены дополнительным карданным кольцом 320, а также другими соединительными скобами 321. При этом консоли управления 309 жестко соединены с подвижными управляющими соплами 312. С помощью следующего компенсатора отклонения 322 уплотняют свободное пространство между регулировочными соплами 312 и удлинительными трубами 300. Путем отклонения струи достигается стабильное состояние равновесия или можно управлять летательным аппаратом. При использовании дополнительных карданных колец 320 для управления и стабилизирования летательного аппарата карданный шарнир 2 может естественно отсутствовать.

Для обеспечения в режиме висения вращения вокруг собственной оси или для полета по узким траекториям полета, по кабельным тягам 303 с помощью поворотной ручки 311 двигаются уравновешивающие винты 302 (см. фиг. 1б, 1в), которые в зависимости от их положения отклоняют поток воздуха вперед или назад. Это отклонение наряду с содействием управлению частично выравнивает крутящий момент винтового компрессора 200 и приводного устройства 100. Важную роль для мощности двигателя в приводном устройстве с двигателем внутреннего сгорания или поршневым двигателем играет предусмотренная на приводном устройстве 100 система выхлопа 101. Концевые трубы выхлопной системы 101 направлены вниз в обычном направлении испускания газов и дают путем выпуска выхлопных газов двигателя дополнительный подъем. Водяное охлаждающее устройство 103 для охлаждения головки цилиндра поршневого двигателя установлено таким образом, чтобы его как можно лучше обтекал окружающий воздух. Это протекание обеспечивается с помощью соответствующих направляющих лопаток 109 в воздушном потоке выходных сопел 304, 305.

Приводное устройство 100 крепится на раме 1 с помощью подвески двигателя 4 с основными крепежными винтами на демпферах. Кроме этого, для подавления вибраций имеется возможность резьбовым соединением закрепит поршневой двигатель на головке цилиндра с помощью подвески головки филиндра5 на раме 1. Демпфирующий соединительный фланец 102 со звездообразной резиновой опорой вала двигателя или коленчатого вала 107 соединяет его с демпфирующим приводным валом, выполненным из углеродного волокна 108. Топливный бак 10 вместе с установленном на нем опорным устройством крепится болтами прямо на раму 1 с резиновой опорой. На верхней стороне топливного бака 10 установлен загрузочный штуцер 13, вентиляционное отверстие 12 топливного бака 10, а также электрическое измерительное устройство 11 для измерения уровня топлива в топливном баке. Соединительный патрубок 14 находится на самом нижнем, воронкообразном, суженном конце топливного бака. Особые стенки 15 или изоляция топливного бака 10 пеноматериалом препятствуют колебанию топливу. На консоле управления 309 находятся инструменты 308 для показа уровня заполнения топливного бака 10, скорости вращения приводного устройства 100 и температуры приводного устройства 100. Стойка 8 или опора летательного аппарата скреплена с рамой 1 с возможностью регулировки по высоте и позволяет стоя выключать летательный аппарат. Опору 8 можно убирать и поднимать во время полета, и она оборудована амортизатором, который в случае падения служит поглотителем удара 408. Опору 8 можно сконструировать таким образом, чтобы она имела ось вращения или при полете служила для летчика опорной поверхностью (не показана). Обшивка 206 втулки компрессора 204 лопастного компрессора 200 улучшает аэродинамический подвод всасываемого воздуха.

На фиг. 1д и 1е показан другой вариант для охлаждения поршневого двигателя. Кольцевой водяной радиатор 111 (фиг. 1) или кольцевое водоохлаждающее устройство 112 с направляющим кольцом воздуха (фиг. 1е) имеют кольцевую форму и непосредственно присоединяются к всасывающему каналу 202 лопастного компрессора 200, который при работе всасывает часть поступающего воздуха через кольцевые водоохлаждающие устройства 111, 112. Благодаря показанному оптимальному расположению такого охлаждающего устройства на кромке всасывающего канала компрессора 202, или путем расположения направляющего кольца воздуха для лучшего подвода воздуха к кольцевому водяному охлаждающему устройству, всасываемой с высокой скоростью воздух не испытывает препятствий, а легко переносится.

На фиг. 1ж показан еще один вариант охлаждения поршневого или приводного устройства 100. С помощью крепежной рамы 114 под приводным устройством 100 установлен охлаждающий ротор 115. Привод охлаждающего ротора 115 осуществляется через зубчатый ремень 117 и закрепленный на нижнем конце коленчатого вала 107 ременной шкив. Воздушный поток, созданный охлаждающим ротором 115, подводится по направляющему каналу 118 для воздуха к расположенному внизу плоскому охлаждающему устройству 119 и протекает через него. Путем применения ременных шкивов 116 с различными диаметрами можно изменить скорость вращения охлаждающего ротора 115.

На фиг. 1з показан еще один вариант охлаждения поршневого двигателя. Кроме этого, на нем еще показана возможность использования устройства дистанционного управления (409) для замены летчика (P). Для охлаждения поршневого двигателя воздух из основного потока отводится в трубы 300 по направляющим каналам воздуха 120 на трубе, и подводится к элементам водяного охлаждения 121, расположенным на концах удлинительных труб. При использовании устройства дистанционного управления (409) для замены летчика (P) можно осуществлять беспилотное управление летательным аппаратом. В таком случае устройство дистанционного управления 409 управляет отклонением удлинительных труб 300 для управления или регулировки равновесия. Благодаря существенно лучшему к.п.д. лопастного компрессора по сравнению с вертолетом такого же весового класса, такой летательный аппарат с дистанционным беспилотным управлением особенно рекомендуется для перевозок материалов, а также для введения наблюдения.

На фиг. 1и показана обводная система 113 для нагнетания мощности поршневого двигателя. Обводная система 113 размещена под неподвижным кольцом 205 лопастного компрессора 200 и непосредственно соединяется со всасывающими каналами карбюратора двигателя.

Согласно фиг. 1к соединительный фланец 102 на стороне двигателя можно выполнить в виде соединительного фланца с пусковым ременным шкивов 122 так, чтобы двигатель можно было запускать вручную с помощью наматываемого на ременной шкив 122 троса. Соединительные спицы 123 соединительного фланца с пусковым ременным шкивов 122 выполнены в виде лопасти, так что при вращении они обеспечивают циркуляцию воздуха, охлаждающую расположенные над ними и под ними части.

На фиг. 5 показана аварийная система спасения 400, состоящая из парашюта 401, механизм которого включается вытягиванием аварийного кольца 407 или автоматически. Вследствие крайне низкой высоты полета, на которой большей частью применяют летательный аппарат, появляется необходимость крайне быстрого раскрытия парашюта 401 при отказе подъемной тяги. Поскольку в летательном аппарате расположение ротора или рабочего колеса не является препятствием, то парашют 401 можно выстрелить вертикально вверх очень короткой лентой или канатами.

На крайней слева рисунке, обозначенном "Этап 1", парашют 401 находится в упаковке в парашютном чехле 402 с вытяжными механизмами 403. Вытяжные механизмы 403 для ускоренного раскрытия парашюта 401 еще не приведены в действие. В парашют 401 также упакован патрон расширения 404 с соответствующим взрывным механизмом, который за счет расширения оказывает воздействие на ускоренное раскрытие парашюта 401. На следующем рисунке, обозначенном "Этап 2", вытяжным механизмом 403 парашют вытягивается из чехла 402 до полного растягивания канатов спасательного парашюта 405. Они активируют, как показано на этапе 3, вспомогательные вытяжные механизмы 403а и 403б, которые быстрее раскрывают парашют 402. Для ускоренного раскрытия парашюты 401 используют также струйные язычки 406. Одновременно со вспомогательными вытяжными механизмами 403а и 403б запускается находящийся на нижней стороне парашюта 401 патрон расширения 404. С его помощью парашют 402 быстро раскрывается. На этапе 4 показан парашют 402 в раскрытом состоянии.

Перечень позиций на чертежах:
P - летчик
X - ось центра тяжести
1 - рама
2 - карданный шарнир
2'- карданное кольцо
3 - крепежное соединение
4 - подвеска двигателя
5 - подвеска головки цилиндра
6 - шарнир поворота и отклонения
7 - болты крепления двигателя
8 - опора
9 - соединительный шпангоцит
10 - топливный бак
11 - блок измерения углов топлива в топливном баке
12 - вентиляционное отверстие
13 - загрузочный штуцер
14 - соединительный патрубок
15 - стенки из пеноматериала
16 - система ремней
17 - средства фиксации затяжки ремня
100 - приводное устройство
101 - система выхлопа
102 - соединительный фланец
103 - водяное охлаждающее устройство
104 - демпфер колебаний
105 - ручной стартер
106 - торсионная втулка
107 - коленчатый вал
108 - приводной вал
109 - направляющие лопатки
110 - карданный вал
111 - кольцевой водяной радиатор
112 - кольцевое водоохлаждающее устройство
113 - обводная (байпассная) система
114 - крепежная рама
115 - охлаждающий ротор
116 - ременной шкив
117 - зубчатый ремень
118 - направляющий воздушный канал
119 - плоское охлаждающее устройство
120 - направляющий воздушный канал на трубе
121 - элемент водяного охлаждения
122 - пусковой ременный шкив
123 - соединительные спицы
200 - лопастной компрессор
200'- лопастной винт
201 - кожух компрессора
202 - всасывающий канал компрессора
203 - лопатки компрессора
204 - втулка компрессора
205 - статор
205'- лопастное колесо статора
206 - обшивка
207 - элемент крепления рамы
208 - вал лопастного винта
209 - отклоняющие сопла
210 - дроссельные каналы
300 - удлинительные трубы
301 - компенсатор отклонения
302 - триммеры
303 - трос
304, 305 - выходные сопла
306, 307 - закрутка удлинительных труб
308 - измерительные приборы
309 - консоль управления
310 - ручка газа
311 - поворотная ручка
312 - подвижные регулировочные сопла
313 - поворотный шарнир
314 - полый вал
315 - винт управления в продольном направлении
316 - винт управления в поперечном направлении
317 - ось вращения
318 - скоба
319 - болтовое соединение
320 - дополнительное карданное кольцо
321 - дополнительное соединительные скобы
322 - дополнительный компенсатор отклонения
400 - аварийная система спасения
401 - парашют
402 - парашютный чехол
403 - вытяжной механизм
403a, 403в - вспомогательные вытяжные механизмы
404 - патрон расширения
405 - канаты спасательного парашюта
406 - струйные язычки
407 - язычки спасательного парашюта
408 - поглотитель удараа

Летательный аппарат (ЛА) может быть использован для перемещения по воздуху и зависания над землей. Он закрепляется на летчике или устройстве дистанционного управления. ЛА оборудован опорным устройством, приводным устройством с поршневым двигателем, соединенным с рабочим колесом лопастного компрессора с помощью приводного вала. ЛА оснащен по меньшей мере двумя удлинительными трубами, заканчивающимися соплами, расположенными сбоку рядом с грузом или летчиком над общим центром тяжести ЛА. Регулируя положение сопла, изменяют направление выходящего потока воздуха, необходимого для создания подъемной силы. Лопастной компрессор оснащен всасывающим диффузором, расположенным горизонтально над летчиком или грузом. Приводной вал привода лопастного компрессора установлен практически в вертикальном положении. Поток воздуха, создаваемый рабочим колесом компрессора, выходит с дозвуковой скоростью через удлинительные трубы. Преимущество этого ЛА заключается в том, что он имеет небольшую массу, высокий КПД, небольшой расход топлива, что увеличивает продолжительность полета. 21 з.п.ф-лы, 5 ил.

1. Летательный аппарат, устанавливаемый и закрепляемый на нагрузке, имеющей возможность исполнения функций управления и с помощью летательного аппарата автономного подъема от земли, зависания над землей или сохранения стационарного положения, содержащий закрепляемое на нагрузке опорное устройство для создания силовой связи между летательным аппаратом и нагрузкой, приводное устройство (100), вал которого с помощью вращающегося приводного вала (108) непосредственно присоединен к рабочему колесу лопастного компрессора (200) для создания воздушного потока, причем вал приводного устройства (100) и рабочее колесо лопастного компрессора (200) вращаются с одинаковой скоростью, по меньшей мере один топливный бак (10) для топлива, необходимого для эксплуатации приводного устройства (100), по меньшей мере две удлинительные трубы (300), которые заканчиваются выходными соплами (304, 305), расположенными по бокам рядом с нагрузкой и предназначенными для выхода регулируемого по направлению потока газа для создания подъемной силы, отличающийся тем, что лопастной компрессор (200) снабжен всасывающим диффузором (202), расположенным в горизонтальном положении над нагрузкой, вращающийся приводной вал (108) для привода рабочего колеса лопастного компрессора (200) в нормальном летном положении летательного аппарата расположен практически в вертикальном положении, выходные сопла (304, 305) в нормальном летном положении летательного аппарата расположены над общим центром тяжести летательного аппарата и нагрузки. 2. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что нагрузкой является летчик. 3. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что нагрузкой является устройство управления с дистанционным управлением (409). 4. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что в приводное устройство (100) входит двигатель внутреннего сгорания. 5. Аппарат по п.4, отличающийся тем, что двигателем внутреннего сгорания является поршневой двигатель. 6. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что удлинительные трубы (300) и лопастной компрессор (200) в основном выполнены из легких строительных материалов типа многослойных волокнистых материалов. 7. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что топливный бак (10) вместе с установленным на нем опорным устройством (100) и лопастным компрессором (200) образует первый блок, а удлинительные трубы (300) образуют второй блок, оба блока соединены друг с другом карданным шарниром (2) и компенсатором отклонения (301) в области лопастного компрессора. 8. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что топливный бак (10) вместе с установленным на нем опорным устройством, приводным устройством (100) образует первый блок, а удлинительные трубы (300) и лопастной компрессор (200) образуют второй блок, оба блока соединены друг с другом через карданный шарнир (2) в области лопастного компрессора, а приводной вал представляет собой карданный вал (110), состоящий из двух гомокинетических карданных шарниров. 9. Аппарат по п. 1, отличающийся тем, что приводное устройство (100), лопастной компрессор (200) и удлинительные трубы (300) образуют первый блок, а топливный бак (10) вместе с установленным на нем опорным устройством образуют второй блок, оба блока соединены через поворотный и опрокидывающийся шарнир (6). 10. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что концы удлинительных труб для выхода воздуха (300) в нормальном полетном положении летательного аппарата установлены с закруткой и аксиально симметрично к вертикальной оси центра тяжести (X) для сообщения летательному аппарату крутящего момента, компенсируемого крутящим моментом приводного устройства (100), при этом триммеры (302), установленные в области выходных сопел (304, 305) имеют возможность точной настройки для компенсации крутящего момента. 11. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что концы удлинительных труб для выхода воздуха (300) в нормальном летном положении летательного аппарата направлены прямо вниз и имеются два сопла отклонения в горизонтальном направлении (209), в которых отклоняется часть потока воздуха и затем выталкивается через них для сообщения летательному аппарату крутящего момента, который компенсирует крутящий момент, созданный приводным устройством (100), при этом дроссельные клапаны (210), установленные перед отклоняющими соплами (209), имеют возможность точной настройки для компенсации крутящего момента. 12. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что для управления летательным аппаратом предусмотрены перекрестно расположенные, регулируемые с помощью кабелей крылья (315, 316) или подвижные сопла (312), регулируемые с помощью кадранного шарнира в области выходных сопл (304, 305). 13. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что он оснащен аварийной спасательной системой из одного или нескольких парашютов (401). 14. Аппарат по п.13, отличающийся тем, что аварийная спасательная система оснащена патроном расширения (404) для быстрого раскрытия парашюта (401). 15. Аппарат по п.13, отличающийся тем, что аварийная спасательная система оснащена несколькими вытяжными механизмами (403, 403а, 403б) для быстрого вытягивания и раскрытия парашюта (401). 16. Аппарат по п.13, отличающийся тем, что он оснащен поглотителем удара (408) в виде амортизатора, связанного с опорным устройством. 17. Аппарат по п.5, отличающийся тем, что на всасывающем диффузоре компрессора (202) установлено кольцевое водоохлаждающее устройство (III) для охлаждения поршневого двигателя. 18. Аппарат по п. 17, отличающийся тем, что кольцевое водоохлаждающее устройство выполнено с направляющим кольцом для подачи воздуха охлаждения к поршневому двигателю. 19. Аппарат по п.5, отличающийся тем, что на концах удлинительных труб (300) установлены элементы водяного охлаждения (121) для охлаждения поршневого двигателя. 20. Аппарат по п. 5, отличающийся тем, что под приводным устройством (100) расположен охлаждающий ротор (115), приводимый в действие приводным валом (108), и охлаждающее устройство (119) для охлаждения поршневого двигателя. 21. Аппарат по п.5, отличающийся тем, что байпасная система (113) расположена под статорным кольцом (205) лопастного компрессора (200), которая непосредственно соединена со всасывающими каналами карбюратора приводного устройства (100) и служит для нагнетания мощности двигателя. 22. Аппарат по п.1, отличающийся тем, что соединительный фланец 102 на стороне двигателя выполнен в виде соединительного фланца с пусковым ременным шкивом 122 для обеспечения запуска двигателя вручную с помощью наматываемого на ременные шкивы троса, а соединительные спицы 123 соединительного фланца выполнены в виде лопастей.