СПОСОБ ПОЛЕТА И ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ СПОСОБА Российский патент 2011 года по МПК B64B1/34 B64B1/58 

Изобретение относится к воздухоплавательной технике легче воздуха и может быть использовано для пассажирских и грузовых перевозок, при проведении высотных монтажных работ и в других областях народного хозяйства.

Известны дирижабли - летательные аппараты легче воздуха, аэростат с движителем, способным двигаться независимо от направления воздушных потоков. Дирижабль имеет удлиненный обтекаемый корпус, наполненный подъемным газом (гелий, водород или теплый воздух), создающим аэростатическую силу. Дирижабли имеют силовые установки с воздушными винтами и могут иметь мягкий, полужесткий и жесткий корпус. Полет дирижаблей осуществляется за счет аэростатической силы и силы тяги, создаваемой воздушными винтами. Устойчивость формы мягкого или полужесткого дирижабля остается неизменяемой (при изменении температуры и атмосферного давления) благодаря находящемуся внутри нее одному или нескольким баллонетам. При уменьшении объема газа в оболочке баллонеты заполняются соответствующим объемом воздуха (Дирижабль, с.50, т.9, М., БСЭ, 2007).

Известен летательный аппарат «вертостат», содержащий полый корпус торообразной формы, заполненный несущим газом, подъемные винты, установленные в центральном отверстии корпуса, крылья, двигатели с тянущими винтами, пилотскую и грузовую кабины и рули управления (патент RU №2066661 C1, B64B 1/34, 11.01.1993).

Заявлен способ полета летательного аппарата, который включает кольцеобразный полый корпус с центральным отверстием, расположенную в корпусе по крайней мере одну наполненную подъемным газом эластичную герметичную секцию, двигатели с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, отличающийся тем, что корпус выполнен дискообразным с жестким силовым каркасом, летательный аппарат снабжен расположенным в корпусе баллонетом, наполненным воздухом, и управляемым клапаном, и при выходе воздуха из баллонета через управляемый клапан объем баллонета сокращается и секция, наполненная подъемным газом, расширяется до объема, создающего аэростатическую силу, достаточную для подъема и полета летательного аппарата.

В этом способе подъемный газ в секции нагревают для увеличения подъемной аэростатической силы.

Заявлен летательный аппарат, включающий кольцеобразный полый корпус с центральным отверстием, расположенную в корпусе по крайней мере одну эластичную герметичную секцию, наполненную подъемным газом, двигатели с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, отличающийся тем, что корпус выполнен дискообразным с жестким силовым каркасом, летательный аппарат снабжен расположенным в корпусе баллонетом, наполненным воздухом, с управляемым клапаном, и баллонет предназначен для изменения объема секции с подъемным газом и изменения аэростатической силы.

Летательный аппарат, отличающийся тем, что секция, наполненная подъемным газом, расположена в верхней части полости корпуса и верхняя часть упомянутой секции прикреплена к корпусу, а баллонет, наполненный воздухом, расположен в нижней части полости корпуса, нижняя часть баллонета прикреплена к нижней части корпуса, а верхняя часть баллонета предназначена для взаимодействия с нижней частью секции, наполненной подъемным газом.

Летательный аппарат, отличающийся тем, что снабжен компрессором для заполнения баллонета воздухом, расположенным в секции с подъемным газом теплообменником, закрепленными в центральном отверстии корпуса гондолой, двигателем внутреннего сгорания, топливным баком и системой жидкостного охлаждения для двигателя внутреннего сгорания, соединенного муфтой и редуктором с двумя соосными винтами вертикальной тяги, а также с электрогенератором, связанным с по крайней мере двумя, установленными на гондоле электродвигателями горизонтальной тяги с винтами и аккумуляторами, установленными на корпусе по крайней мере двумя аэродинамическими рулями высоты, установленным в задней части корпуса по крайней мере одним килем с аэродинамическим рулем курса, расположенным в секции подъемного газа теплообменником, при этом нагретая жидкость из системы жидкостного охлаждения предназначена для управляемого нагрева подъемного газа через теплообменник в секции подъемного газа.

Летательный аппарат, отличающийся тем, что снабжен по крайней мере одним топливным баком, который имеет сфероидную форму и расположен соосно с вертикальной осью летательного аппарата.

Летательный аппарат, отличающийся тем, что центральное отверстие имеет переменное сечение: конфузор и диффузор.

Летательный аппарат, отличающийся тем, что жесткий силовой каркас корпуса выполнен в виде главного шпангоута, центральной фермы и соединяющих их с натягом тросов.

Корпус дисколета имеет жесткий силовой каркас, таким образом, форма корпуса не зависит от давления несущего газа, кроме того, при полной потере несущего газа корпус продолжает работать - тормозить вертикальное падение, как парашют.

Устройство одного из вариантов конструкции летательного аппарата поясняется чертежами (Фиг.1-6), где:

На Фиг.1 показан общий вид летательного аппарата, вид сбоку;

На Фиг.2 показан общий вид летательного аппарата, вид сверху;

На Фиг.3 показан продольный разрез аппарата;

На Фиг.4 показана сетка, которая проложена между тросами, и крепление оболочки секции к тросу;

На Фиг.5 показано крепление оболочки баллонета к тросу;

На Фиг.6 показан вид А на гондолу на Фиг.3, посадочные опоры и корпус условно не показаны.

Летательный аппарат состоит из дискообразного корпуса 1 (Фиг.1), который имеет центральное отверстие 5 (Фиг.2). Центральное отверстие 5 в корпусе 1 предназначено для прохода воздуха. Наружная часть корпуса 1 может быть двухслойная или многослойная и при этом быть выполнена из комбинации нескольких различных материалов. Конструкция корпуса 1 аппарата, представленная на Фиг.2, состоит из двух оболочек: внутренней герметичной и внешней, которая обеспечивает защиту внутренней оболочки от повреждений. Подъемный газ находится в нескольких герметичных емкостях, которые выполнены в виде герметичных секций 2 (Фиг.3). Внешняя оболочка корпуса 1 состоит: из верхней внешней оболочки 3, нижней внешней оболочки 4. Верхняя и нижняя внешние оболочки выполнены из эластичного, прочного материала. Геометрия центрального отверстия 5 образована формой центральной фермы 7. Внутренняя поверхность фермы 7, обращенная в центральное отверстие 5, имеет сплошное негерметичное покрытие из пластика или металла. Неизменность геометрии корпуса 1 летательного аппарата обеспечивают силовые элементы конструкции: кольцеобразный главный шпангоут 6 и расположенная соосно внутри него и кольцеобразная центральная ферма 7. Жесткость конструкции корпуса 1 обеспечивается также тросами 8, которые натянуты внутри корпуса 1 от главного шпангоута 6 к центральной ферме 7 и соединены с ними. Следует отметить, что силовые элементы корпуса: главный шпангоут 6, центральная ферма 7 и тросы 8 вместе представляют собой конструкцию, напоминающую колесо, в котором тросы 8 работают как спицы. Тросы 8 могут быть выполнены из витой стальной проволоки и иметь пластиковую оболочку (не показана). Пластиковая оболочка троса 8 препятствует повреждению герметичных секций 2, с которыми трос 8 может соприкасаться. Для равномерного распределения давления от секций 2 на верхнюю внешнюю оболочку используется сетка 39, которая проложена между тросами 8 и оболочкой секций 2 (Фиг.4). Сетка 39 закреплена на периферии к шпангоуту 6, а в центре - к ферме 7. Фиксирование герметичных секций 2 внутри корпуса 1 аппарата осуществляется на периферии при помощи оттяжек 47, а в верхней и центральной частях корпуса 1 - при помощи узлов крепления 46. В нижней части корпуса крепление герметичных секций 2 к жестким элементам конструкции не производится. Под герметичными секциями 2 располагается баллонет 36, заполненный воздухом. Баллонет 36 имеет форму диска и закреплен на периферии при помощи оттяжек 47, а в нижней и центральной частях корпуса - при помощи узлов крепления 48 (Фиг.5). Баллонет 36 соприкасается своей верхней стенкой с секциями 2. Баллонет 36 наполняется воздухом при помощи компрессора 34, при этом его верхняя стенка выпячивается и сдавливает секции 2. Гондола аппарата частично размещается внутри центрального отверстия 5 корпуса 1 и соединяется с корпусом 1 в верхней части при помощи решеток 9 и 10, а в нижней - при помощи соединительной фермы 11. Аппарат оснащен двигателем вертикальной тяги 12, который через регулируемую гидравлическую муфту 13 и редуктор 14 приводит в движение два соосных воздушных винта вертикальной тяги 15 и 16. Винты вертикальной тяги 15 и 16 вращаются в разных направлениях: один по часовой стрелке, другой против.

В данном варианте конструкции предполагается в качестве двигателя вертикальной тяги использовать двигатель внутреннего сгорания, который имеет радиаторы охлаждения 17 и выхлопную трубу 18. В конструкции двигателя предусмотрены краны распределения охлаждающей жидкости, которые управляются дистанционно и позволяют пилоту направлять охлаждающую двигатель жидкость либо в радиаторы охлаждения 17, либо в теплообменники 38, которые обеспечивают нагрев подъемного газа (гелия, водорода). Двигатель вертикальной тяги кинематически связан с электрогенератором 19. Аппарат также оснащен двумя электрическими двигателями горизонтальной тяги 20 и 21 (Фиг.6), которые крепятся при помощи пилонов к гондоле. На каждом двигателе горизонтальной тяги установлено по одному тянущему винту 22 и 23. Тянущие винты 22 и 23 в крейсерском режиме вращаются в разных направлениях: один по часовой стрелке, другой против. Предусмотрено реверсное включение двигателей горизонтальной тяги, при этом тянущие винты создают обратную тягу. В различных модификациях аппаратов двигатели горизонтальной тяги могут изменять направление вектора тяги. Изменение направления вектора тяги двигателей предназначено для управления углом тангажа, углом крена, а также углом курса аппарата. Для реализации такой возможности можно использовать: вертикально или горизонтально расположенные за двигателями воздушные рули, либо автомат перекоса лопастей вертолетного типа, либо изменять положение оси вращения воздушного винта, либо использовать поворачивающееся воздушное сопло. Однако задачу управления углом тангажа и углом крена дискообразного летательного аппарата можно решить по-другому, а именно путем установки в задней части дискообразного летательного аппарата аэродинамических рулей, расположенных в горизонтальной плоскости. Такой вариант конструкции дискообразного летательного аппарата изображен на Фиг.2. В задней части корпуса размещаются пилоны 24 и 25, в которых установлены рулевые машинки (не показаны). Рулевые машинки управляются пилотом дистанционно и осуществляют поворот рулей крена-тангажа 26 и 27. Управление углом курса при малых скоростях полета осуществляется путем изменения тяги двигателей горизонтальной тяги. На значительных скоростях полета для управления углом курса в данном варианте конструкции используется аэродинамический руль курса 28, который располагается на киле 29. Гондола имеет три посадочные опоры: одну переднюю опору 30 и две задние опоры 31. В нижней части гондолы предусмотрен люк-трап 32 для посадки и высадки пассажиров и экипажа. В верхней части гондолы размещается аварийный люк 33. Каждая герметичная секция 2 содержит внутри себя один теплообменник 38. На фиг.3 представлена модификация пассажирского летательного аппарата, в которой предусмотрены отсеки: аккумуляторный отсек 40, пилотская кабина 41, багажно-бытовой отсек 42, пассажирский отсек 43, отсек оборудования 44. Багажно-бытовой отсек включает в себя: туалет, кухню и отсек размещения багажа пассажиров. Топливный бак 45 имеет сфероидную форму и размещается таким образом, чтобы его вертикальная ось симметрии совпадала с вертикальной геометрической осью дискообразного летательного аппарата, которая проходит через центр тяжести летательного аппарата. Таким образом, при выработке топлива центровка дискообразного летательного аппарата не нарушается.

Взлет аппарата осуществляется следующим образом. Запускается двигатель вертикальной тяги, при этом регулируемая гидравлическая муфта 13 выключена, то есть крутящий момент от двигателя не передается на редуктор 14. Крутящий момент от двигателя передается на электрогенератор 19, который обеспечивает зарядку аккумуляторов, аккумуляторных батарей (не показаны). Двигатели горизонтальной тяги запускаются в режиме холостого хода. На старте летательный аппарат имеет отрицательную плавучесть, при этом баллонет 36 заполнен воздухом, а секции 2, поддавленные баллонетом, имеют минимальный объем. Пилот открывает дистанционно управляемый предохранительный клапан 35, в результате чего воздух начинает выходить из баллонета 36 в атмосферу. По мере уменьшения объема баллонета 36, объем герметичных секций 2 увеличивается за счет расширения подъемного газа. В результате плавучесть аппарата становится близкой к нулю. Увеличивается мощность двигателя вертикальной тяги и включается гидравлическая муфта 13, при этом часть мощности двигателя вертикальной тяги передается на воздушные винты вертикальной тяги 15 и 16. Подъемная сила возрастает, аппарат отрывается от земли и взлетает вертикально. Другая часть мощности двигателя вертикальной тяги направляется на электрогенератор, превращается в электроэнергию и производит зарядку аккумуляторов. При необходимости, пилот может управлять горизонтальным движением аппарата, а также поворачивать аппарат вокруг вертикальной оси, увеличивая мощность либо левого, либо правого двигателей горизонтальной тяги. Для поворота летательного аппарата на месте пилот включает один двигатель горизонтальной тяги в режиме прямой тяги, а другой двигатель горизонтальной тяги - в режиме обратной тяги. По мере увеличения объема герметичных секций 2, аэростатическая подъемная сила возрастает, и, достигнув заданной высоты, пилот отключает воздушные винты вертикальной тяги 15 и 16 путем выключения гидравлической муфты 13. При этом двигатель вертикальной тяги остается включенным и при помощи электрогенератора обеспечивает постоянную зарядку аккумуляторов. Пилот выбирает нужный курс и включает двигатели горизонтальной тяги в крейсерском режиме. Электропитание двигателей горизонтальной тяги осуществляется от бортовой системы электроснабжения. Подъем аппарата продолжается за счет положительной плавучести. Достигнув следующего установленного уровня высоты, пилот закрывает дистанционно управляемый предохранительный клапан 35, в результате чего выход воздуха из баллонета 36 прекращается. При выполнении длительного перелета утечка несущего газа может привести к снижению давления в секциях 2. Пилот может регулировать давление в каждой из секций 2 в отдельности, за счет нагрева подъемного газа при помощи теплообменников 38.

Аппарат, выполняя задачу перевозки пассажиров и грузов, осуществляет полет на максимально возможной высоте, поскольку это позволяет минимизировать расход топлива за счет уменьшения силы трения о воздух. Следует отметить, что по мере увеличения горизонтальной скорости движения аппарата, в результате обтекания дискообразного корпуса аппарата потоком воздуха, возрастает аэродинамическая подъемная сила. Использование аэродинамической подъемной силы и нагрева несущего газа позволяет летательному аппарату занимать более высокие эшелоны.

Пилот, управляя аппаратом, может выбрать любой эшелон ниже максимально возможного. Для уменьшения аэростатической подъемной силы пилот включает компрессор 34 и заполняет баллонет 36 забортным воздухом. При этом верхняя стенка баллонета 36 выпячивается, а объем герметичных секций 2 соответственно уменьшается, поскольку нижняя стенка каждой из секций 2 не имеет жесткого крепления и работает как мембрана. Пилот управляет горизонтальной скоростью движения аппарата при помощи изменения мощности двигателей горизонтальной тяги, а углом курса при помощи аэродинамического руля 28. Пилот управляет углами крена и тангажа аппарата путем отклонения аэродинамических рулей крена-тангажа 26 и 27. Управление углом тангажа позволяет пилоту также управлять аэродинамической подъемной силой аппарата, которая возникает в результате обтекания дискообразного корпуса воздухом на достаточно больших скоростях. Таким образом, пилот, управляя углом тангажа, может осуществлять эффективные маневры по высоте. Малые корректировки курса осуществляются путем отклонения аэродинамического руля 28, а значительная смена курса производится за счет изменения тяги левого или правого двигателей горизонтальной тяги 20 или 21. Пилот, понижая обороты одного из двигателей горизонтальной тяги 20 или 21 (или увеличивая обороты другого), при необходимости, может оперативно производить поворот аппарата вокруг его вертикальной оси. Электропитание двигателей горизонтальной тяги постоянно осуществляется от бортовой системы электроснабжения, при этом происходит непрерывная зарядка аккумуляторов, поскольку двигатель вертикальной тяги работает непрерывно и через электрогенератор обеспечивает постоянную зарядку аккумуляторов.

Посадка аппарата на землю осуществляется следующим образом. Сначала пилот уменьшает аэростатическую подъемную силу, связанную с разогревом подъемного газа. Для этого теплообменники 38 отключаются от системы охлаждения двигателя внутреннего сгорания, в результате чего происходит естественное охлаждение подъемного газа за счет передачи тепла к более холодному забортному воздуху. При этом охлаждение двигателя внутреннего сгорания производится за счет использования радиаторов охлаждения 17. При отсутствии сильных порывов ветра посадочная глиссада может быть близка к вертикальной линии. Пилот выводит аппарат в точку, расположенную над предполагаемой точкой посадки, и занимает там заданный эшелон. Пилот включает автопилот в режим зависания. В режиме зависания двигатели горизонтальной тяги 20 и 21 обеспечивают такие величину и направление вектора тяги, которые компенсируют снос аппарата, возникающий в результате действия ветра. Затем, способом, который был указан выше, пилот уменьшает аэростатическую подъемную силу секций 2. При этом забортный воздух нагнетается в баллонет 36. Аппарат теряет положительную плавучесть и начинает снижаться. Пилот включает винты вертикальной тяги 15 и 16 и за счет управления мощностью, подаваемой на винты вертикальной тяги, управляет скоростью снижения аппарата. Управление мощностью подаваемой на воздушные винты вертикальной тяги 15 и 16 осуществляется автоматически, путем изменения двух параметров: может изменяться сама мощность двигателя вертикальной тяги, а также мощность двигателя может перераспределяться между винтами вертикальной тяги и электрогенератором. Например, когда пилот уменьшает величину вертикальной тяги, двигатель вертикальной тяги может работать какое-то время на прежней мощности, при этом мощность, передаваемая на винты вертикальной тяги 15 и 16, уменьшается сразу, за счет работы регулируемой гидравлической муфты 13, а избыток мощности двигателя поглощается электрогенератором и направляется на зарядку аккумуляторов.

Рассмотрим несколько аварийных ситуаций, возможных при эксплуатации аппарата:

1. Выход из строя одного двигателя горизонтальной тяги

В этой ситуации пилот управляет углом курса за счет руля курса. Возможность управления высотой полета полностью сохраняется. Пилот совершает посадку на ближайшем аэродроме или, при хороших метеоусловиях, совершает полет до аэродрома назначения. При неблагоприятных условиях для посадки, например в случае сильного ветра, посадка осуществляется с использованием причальной башни и наземной швартовочной команды.

2. Выход из строя обоих двигателей горизонтальной тяги

В такой аварийной ситуации управление горизонтальной скоростью движения аппарата невозможно. Аппарат движется в горизонтальном направлении по ветру. Возможность управления высотой полета аппарата сохраняется и осуществляется за счет изменения аэростатической подъемной силы. Пилот может выбрать соответствующую высоту и использовать направление ветра на этой высоте для вывода аппарата в зону, более всего подходящую для аварийной посадки. Пилот выбирает место посадки и подходящий момент посадки, например, когда скорость ветра минимальна, и совершает аварийную посадку.

3. Выход из строя двигателя вертикальной тяги

В этой ситуации возможность управления высотой полета сохраняется за счет изменения аэростатической подъемной силы. На участке спуска пилот продолжает контролировать высоту полета за счет изменения аэростатической подъемной силы. Управление горизонтальной скоростью полета осуществляется за счет энергии, запасенной в аккумуляторах. Пилот выбирает ближайшее подходящее место для посадки и производит аварийную посадку.

4. Потеря герметичности оболочки, приводящая к утечке несущего газа.

В этой ситуации пилот по приборам контроля давления определяет, насколько серьезно произошло разрушение внутренней оболочки. Рассмотрим три условные ситуации:

- малая утечка;

- средняя утечка;

- большая утечка.

При малой утечке запаса несущего газа в поврежденной секции достаточно для компенсации протечки и аппарат может выполнять полет до аэродрома назначения. При средней утечке запаса несущего газа не хватает для выполнения полетного задания и аппарат должен произвести срочную посадку. Пилот выбирает ближайший запасной аэродром либо осуществляет аварийную мягкую посадку аппарата на подходящей площадке вне аэродрома. При большой утечке несущего газа, в самом худшем случае, аппарат полностью теряет аэростатическую подъемную силу. Пилот, управляя горизонтальной скоростью движения аппарата и используя положительный угол атаки, удерживает необходимую высоту полета. Пилот выбирает подходящее место для посадки и, оказавшись над ним, уменьшает горизонтальную скорость движения аппарата. Аппарат начинает аварийное снижение и за счет вертикальной скорости движения оболочка аппарата начинает парашютировать, при этом вертикальная скорость движения аппарата стабилизируется. Пилот включает двигатель вертикальной тяги в режиме форсажа и осуществляет мягкую аварийную посадку. В самой наихудшей ситуации, когда внешняя оболочка получила серьезные повреждения и ее парашютирующий эффект становится незначительным, подъемная сила двигателя вертикальной тяги должна обеспечить безопасную вертикальную скорость снижения аппарата. При этом дополнительное смягчение удара о землю достигается за счет сминания опор и нижней части корпуса гондолы. В случае значительной деформации нижней части корпуса гондолы выход пассажиров и экипажа производится через аварийные люки.

5. Приводнение

При приводнении аппарат сохраняет плавучесть. Плавучесть, в частности, обеспечивается: баллонетом, заполненным воздухом; секцией, заполненной несущим газом, и самой гондолой. Гондола аппарата включает в себя герметичные отсеки: аккумуляторный отсек, пилотскую кабину, багажно-бытовой отсек, пассажирский отсек. Двигатели горизонтальной тяги не являются герметичными, однако при заполнении их водой летательный аппарат сохраняет в воде положительную плавучесть и горизонтальную устойчивость. Предусмотрено несколько способов спасения пассажиров и экипажа в случае приводнения:

- без покидания жилых отсеков аппарата;

- самостоятельное покидание аппарата.

Следует отметить, что приводнившийся аппарат может при благоприятных условиях находиться на поверхности воды достаточно долгое время и ожидать прибытия спасателей.

Предлагаемый летательный аппарат потенциально может иметь значительно лучшие показатели по удельному потреблению топлива по сравнению с дирижаблями. Экономия топлива достигается за счет использования в крейсерском полете эшелонов с большей высотой полета. В результате действия аэродинамической подъемной силы и нагрева несущего газа летательный аппарат в крейсерском полете поднимается выше, чем дирижабли, что позволяет снизить сопротивление воздуха. Таким образом, аппарат по сравнению с дирижаблем будет более экономичен, при условии движения с одинаковой крейсерской скоростью.

Конструкция аппарата позволяет получить подъемную силу за счет нескольких независимых друг от друга физических эффектов, при этом по отдельности или одновременно могут действовать следующие составляющие:

- аэростатическая подъемная сила несущего газа с температурой, близкой к температуре окружающего воздуха;

- подъемная сила, действующая на воздушный винт;

- подъемная сила, возникающая в результате перепада давлений под и над корпусом аппарата;

- аэродинамическая подъемная сила, возникающая при движении корпуса относительно поверхности земли, в результате обтекания воздушным потоком;

- аэростатическая подъемная сила нагретого несущего газа.

Аэростатическая подъемная сила несущего газа с температурой, близкой к температуре окружающего воздуха, возникает в результате того, что внутренняя оболочка заполнена газом с плотностью, меньшей плотности воздуха, например гелием.

Подъемная сила, действующая на воздушный винт, возникает в результате вращения воздушных винтов вертикальной тяги. Сечение и угол атаки воздушных винтов вертикальной тяги выбраны таким образом, что при вращении на лопасть каждого винта действует подъемная сила.

Подъемная сила, возникающая в результате перепада давлений под и над корпусом, появляется как дополнительный результат работы воздушных винтов вертикальной тяги. При вращении воздушного винта вертикальной тяги 15 или 16 над ним возникает разрежение, и область разрежения распространяется на все пространство над винтом, в частности это относится к конфузору (части центрального отверстия в корпусе аппарата, где воздушный поток движется в сужающейся трубе). В то же время, давление под воздушным винтом вертикальной тяги 15 или 16 выше атмосферного и область повышенного давления распространяется, в частности, на всю длину диффузора (части центрального отверстия в корпусе аппарата, где воздушный поток движется в расширяющейся трубе). Таким образом, часть площади горизонтального сечения корпуса оказывается под воздействием перепада давлений, которое создает дополнительную подъемную силу.

Аэродинамическая подъемная сила, возникающая при движении корпуса 1 относительно поверхности земли, в результате обтекания воздушным потоком, появляется за счет выбора соответствующего профиля вертикального сечения корпуса аппарата. При этом следует отметить, что способ возникновения этой подъемной силы отличается от подъемной силы крыла самолета. В отличие от самолетного крыла в корпусе аппарата возможны перетечки воздуха из области «под крылом» в область «над крылом» в результате наличия центрального отверстия (такие перетечки возможны, когда воздушные винты вертикальной тяги выключены). Принцип возникновения аэродинамической подъемной силы, упрощенно, можно сопоставить с подъемной силой, действующей на воздушного змея. Аэродинамическая подъемная сила возникает за счет положительного угла атаки.

Аэростатическая подъемная сила нагретого несущего газа возникает как дополнительный эффект, который позволяет увеличить подъемную силу аппарата за счет уменьшения плотности несущего газа. Нагрев несущего газа осуществляется на участке набора высоты, а также при совершении крейсерского полета. Использование этого приема позволяет уменьшить количество несущего газа, требуемое летательному аппарату на старте.

Группа изобретений относится к области воздухоплавания. Летательный аппарат включает кольцеобразный полый корпус с центральным отверстием, эластичную герметичную секцию, баллонет с управляемым клапаном двигатели с винтами вертикальной и горизонтальной тяги. Секция наполнена подъемным газом. Баллонет предназначен для изменения объема секции с подъемным газом и изменения аэростатической силы. Корпус выполнен дискообразным с жестким силовым каркасом. Способ полета характеризуется использованием летательного аппарата. Достигается расширение арсенала технических средств. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ полета летательного аппарата, который включает кольцеобразный полый корпус с центральным отверстием, расположенную в корпусе по крайней мере одну наполненную подъемным газом эластичную герметичную секцию, двигатели с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, отличающийся тем, что корпус выполнен дискообразным с жестким силовым каркасом, летательный аппарат снабжен расположенным в корпусе по крайней мере одним баллонетом, наполненным воздухом, и управляемым клапаном и при выходе воздуха из баллонета через управляемый клапан объем баллонета сокращается и секция, наполненная подъемным газом, расширяется до объема, создающего аэростатическую силу, достаточную для подъема и полета летательного аппарата.

2. Способ по п.2, в котором подъемный газ в герметичной секции нагревают для увеличения подъемной аэростатической силы.

3. Летательный аппарат, включающий кольцеобразный полый корпус с центральным отверстием, расположенную в корпусе по крайней мере одну эластичную герметичную секцию, наполненную подъемным газом, двигатели с винтами вертикальной и горизонтальной тяги, отличающийся тем, что корпус выполнен дискообразным с жестким силовым каркасом, летательный аппарат снабжен расположенным в корпусе по крайней мере одним баллонетом, наполненным воздухом, с по крайней мере одним управляемым клапаном и баллонет предназначен для изменения объема секции с подъемным газом и изменения аэростатической силы.

4. Летательный аппарат по п.3, отличающийся тем, что секция, наполненная подъемным газом, расположена в верхней части полости корпуса и верхняя часть упомянутой секции прикреплена к корпусу, а баллонет, наполненный воздухом, расположен в нижней части полости корпуса, нижняя часть баллонета прикреплена к нижней части корпуса, а верхняя часть баллонета предназначена для взаимодействия с нижней частью секции, наполненной подъемным газом.

5. Летательный аппарат по п.3 или 4, отличающийся тем, что снабжен компрессором для заполнения баллонета воздухом, расположенным в герметичной секции с подъемным газом теплообменником, закрепленными в центральном отверстии корпуса гондолой, двигателем внутреннего сгорания, топливным баком и системой жидкостного охлаждения для двигателя внутреннего сгорания, соединенного муфтой и редуктором с двумя соосными винтами вертикальной тяги, а также с по крайней мере одним электрогенератором, связанным с по крайней мере двумя, установленными на гондоле электродвигателями горизонтальной тяги с винтами и аккумуляторами, установленными на корпусе по крайней мере двумя аэродинамическими рулями высоты, установленным в задней части корпуса по крайней мере одним килем с аэродинамическим рулем курса, расположенным в герметичной секции подъемного газа теплообменником, при этом нагретая жидкость из системы жидкостного охлаждения предназначена для управляемого нагрева подъемного газа через теплообменник в секции подъемного газа.

6. Летательный аппарат по любому из пп.3-5, отличающийся тем, что снабжен по крайней мере одним топливным баком, который имеет сфероидную форму и расположен соосно с вертикальной осью летательного аппарата.

7. Летательный аппарат по любому из пп.3-6, отличающийся тем, что центральное отверстие имеет переменное сечение: конфузор и диффузор.

8. Летательный аппарат по любому из пп.3-7, отличающийся тем, что жесткий силовой каркас корпуса выполнен в виде главного шпангоута, центральной фермы и соединяющих их с натягом тросов.