RU2643063C2

RU2643063C2 - Unmanned aircraft complex

Info

Publication number: RU2643063C2
Application number: RU2016116381A
Authority: RU
Inventors: Дмитрий Сергеевич Дуров
Original assignee: Дмитрий Сергеевич Дуров
Priority date: 2016-04-26
Filing date: 2016-04-26
Publication date: 2018-01-30
Also published as: RU2016116381A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: unmanned aircraft complex (UAC) comprises an unmanned ring wing synchro porter and a transport-launching container. The ring wing synchropter contains four nacelles outside the round wing, engines which drive by means of transmission propellers, quadricycle landing gear with non-retractable shock-absorbing struts and configured in the "tailless" aerodynamic design with said ring body-wing equipped with arrow-shaped cantilevers of cross-shaped outer wing at the ends of the nacelles, and the concept of tier arrangement of crossed propellers. The propellers are mounted on elongated V-shaped output shafts forming V-shaped reduction gears inclined by 15° from the vertical, respectively, both from and along the plane of symmetry. The main reduction gear is mounted inside the body-wing on profiled stiffening ribs and arrow-type sections of the inner wing.

EFFECT: increased weight yield, improved transverse and longitudinal controllability, increased altitude and range of flight.

4 cl, 1 tbl, 1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационной техники и касается создания беспилотных кольцесинхрокоптеров корабельного базирования с ярусным расположением перекрещивающихся винтов в поперечно-продольной схеме Х2×2 и противоположным вращением двухлопастных винтов как в верхней, так и в нижней их парах, установленных на удлиненных валах, приводимых от биротативного электропривода, смонтированного в середине кольцевого крыла, наклоненных от вертикали как влево и вправо, так и вперед и назад соответственно как от, так и вдоль плоскости симметрии и обеспечивающих полет при вертикальном и горизонтальном положении фюзеляжа соответственно для взлетно-посадочной и крейсерской конфигурации полета.The invention relates to the field of aviation technology and relates to the creation of unmanned ship-based ring-syncroopers with a tiered arrangement of intersecting screws in a transverse-longitudinal X2 × 2 scheme and the opposite rotation of two-bladed propellers both in the upper and lower pairs mounted on elongated shafts driven from an electric drive mounted in the middle of the annular wing, inclined from the vertical both to the left and to the right, and forward and backward, respectively, both from and along the plane mimetry and providing flight with vertical and horizontal position of the fuselage, respectively, for takeoff and landing and cruising flight configurations.

Известен проект самолета вертикального взлета и посадки (СВВП), выполненный по схеме "бесхвостка" под руководством академика Б.Н. Юрьева и И.П. Братухина, содержит короткий фюзеляж с взаимно перпендикулярными четырьмя консолями крестообразного крыла малого удлинения, на концах которых смонтированы четыре турбовинтовых двигателя (ТВД) в гондолах с тянущими соосными винтами, обеспечивающими выполнение вертикального взлета/посадки (ВВП) при вертикальном расположении его фюзеляжа на четырехопорном шасси неубирающимся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах консолей крыла.Known design aircraft vertical take-off and landing (VTOL), made according to the scheme "tailless" under the guidance of Academician B.N. Yuryev and I.P. Bratukhin contains a short fuselage with mutually perpendicular four consoles of the cruciform wing of small elongation, at the ends of which four turboprop engines (TWD) are mounted in nacelles with pulling coaxial screws, which ensure vertical takeoff / landing (GDP) with the vertical position of its fuselage on a non-supported landing gear with struts mounted in fairings at the ends of the wing consoles.

Признаки, совпадающие - наличие фюзеляжа прямоугольного сечения с крестообразным крылом и силовой установкой (СУ), состоящей из четырех ТВД модели НК-12МВ мощностью по 12000 лс, которые использовались на бомбардировщике Ту-95 с тянущими соосными винтами диаметром 6 м, смонтированными на концах крыла и обеспечивающими выполнение ВВП только при соответствующем вертикальном расположении его фюзеляжа. Соосные винты имеют синхронизирующее и взаимно противоположное их вращение. Расчетная взлетная масса СВВП составляла 50…60 тонн в зависимости от условий полета, а максимальная взлетная тяга четырех соосных винтов - 90 тонн. Вертикально взлетающий самолет совершал вертикальный взлет, имея достаточную для набора высоты тяговооруженность (не менее 1,2-1,5), а затем должен был перейти к горизонтальному полету. В его носовой части находилась двухместная кабина экипажа. Кресла устанавливались на шарнирах с фиксацией, чтобы обеспечить комфортность экипажу при изменении положения фюзеляжа в процессе взлета и посадки. Проект 1954 года отличался оригинальностью компоновки и важнейшей особенностью этой разработки стала электрическая схема трансмиссии, заменившая традиционную механическую - с редукторами, валами и муфтами.Signs that coincide - the presence of a rectangular fuselage with a cross-shaped wing and a power plant (SU), consisting of four NK-12MV TVDs with a power of 12,000 hp each, which were used on a Tu-95 bomber with 6 m pulling coaxial screws mounted on the wing ends and ensuring the implementation of GDP only with the corresponding vertical arrangement of its fuselage. The coaxial screws have a synchronizing and mutually opposite rotation. The estimated take-off weight of the VTOL aircraft was 50 ... 60 tons, depending on the flight conditions, and the maximum take-off thrust of four coaxial screws was 90 tons. A vertically take-off aircraft made a vertical take-off, having a thrust-weight ratio sufficient for climb (at least 1.2-1.5), and then had to go to horizontal flight. In its bow was a double crew cabin. Armchairs were mounted on hinges with fixation to ensure crew comfort when the fuselage position changed during take-off and landing. The 1954 project was distinguished by the original layout and the most important feature of this development was the electric transmission circuit, which replaced the traditional mechanical one - with gearboxes, shafts and couplings.

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что СВВП с движителем в виде четырех несущих соосных винтов, смонтированных в гондолах на концах прямых консолей крестообразного крыла и используемых как при выполнении ВВП, так и в горизонтальном полете, когда после набора большой вертикальной высоты до 1000 м летчик вводил его в пикирование и, набрав большую скорость из-за недостаточной несущей способности крыла, выходил на горизонтальный скоростной полет, что предопределяет значительный расход топлива при переходных режимах полета. Вторая - это то, что СВВП, имеющий четырехопорное шасси неубирающееся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах консолей прямого крыла, предопределяет только его вертикальный взлет при вертикальном расположении его фюзеляжа, что снижает безопасность в случае отказа одного или двух ТВД и возможности выполнить посадку "по-самолетному". Третья - это то, что в СВВП при вертикальном и горизонтальном его полете используются одни и те же его рулевые поверхности - рули направления и элевоны, находящиеся в воздушном потоке соосных винтов, неизменными из которых по своей сути остаются только элевоны для управления по тангажу, которые являются наиболее важными при переходе, что предопределяет необходимость при висении осуществлять перекладку данных рулей с управления по крену на рысканье, являющейся сложной задачей, не обеспечивающей стабильности управляемости по курсу. Все это ограничивает возможность дальнейшего упрощения управляемости по курсу при переходных режимах полета, повышения дальности полета, показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the VTOL aircraft with a propulsion device in the form of four rotary coaxial screws mounted in nacelles at the ends of the straight consoles of the cruciform wing and used both when performing GDP and in horizontal flight, when after climbing a large vertical height up to 1000 m, the pilot introduced it into a dive and, gaining high speed due to insufficient wing bearing capacity, went on a horizontal high-speed flight, which predetermines significant fuel consumption during transient conditions Oleta. The second one is that the VTOL aircraft, which has a four-leg landing gear fixed with cushioning struts mounted in fairings at the ends of the straight wing consoles, determines only its vertical take-off when the vertical position of its fuselage, which reduces safety in the event of failure of one or two fuel assemblies and the ability to land "on the plane." The third is that in VTOL during vertical and horizontal flight, the same steering surfaces are used - rudders and elevons located in the air flow of coaxial screws, of which essentially only elevons for pitch control remain unchanged, which are the most important during the transition, which makes it necessary, when hovering, to transfer these rudders from roll control to yaw, which is a difficult task that does not ensure stability of course control. All this limits the possibility of further simplifying course controllability during transient flight modes, increasing the flight range, and indicators of transport and fuel efficiency.

Известен беспилотный самолет модели "Sky Tote" вертикального взлета и посадки компании "Aero Vironment (США, 2006), выполненный по схеме моноплана с трапециевидным крылом, содержит фюзеляж, оснащенный в носовой его части силовой установкой, включающей поршневой двигатель с соосными тянущими двухлопастными винтами, создающими по оси симметрии взлетную тягу, снабжен четырехопорным шасси неубирающимся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах килей хвостового Х-образного оперения.Known unmanned aircraft model Sky Tote vertical takeoff and landing company Aero Vironment (USA, 2006), made according to the monoplane with a trapezoidal wing, contains a fuselage equipped with a power unit in its bow, including a piston engine with coaxial pulling two-bladed propellers, creating take-off thrust along the axis of symmetry, it is equipped with a four-support landing gear, non-retractable, with suspension struts mounted in fairings at the ends of the keels of the tail X-shaped plumage.

Признаки, совпадающие - наличие схемы моноплана с трапециевидным крылом без закрылок и Х-образным оперением, взаимно перпендикулярные кили которого отклонены наружу от плоскости симметрии под углом 45°. Среднерасположенное крыло площадью S_кр=1,33 м² имело удлинение λ=5,32 с углом стреловидности по передней кромке χ=10° и удельную нагрузку на крыло 94,0 кг/м². В носовой части фюзеляжа перед крылом были расположен поршневой двигатель (ПД) с двухлопастными винтами и взлетной мощностью 60 л.с. Соосные винты, имеющие взаимно противоположное вращение, расположены в передней части фюзеляжа и обеспечивают взлетную и маршевую тягу при выполнении ВВП с вертикальным и горизонтальным расположением его фюзеляжа соответственно. Использование соосных тянущих винтов позволяло избежать разворачивающего момента, который особенно трудно компенсировать при выполнении ВВП, но и устранить влияние гироскопического эффекта вращающихся масс винтов диаметром 1,12 м. Расчетная взлетная масса "Sky Tote" с таким ПД и винтами может составлять 125 кг при взлетной тяге двух соосных винтов -154 кгс, имеющих на 20-25% большую тягу в сравнении с одним открытым винтом. Первый вертикальный взлет он совершил в 2006 г. при соответствующем положении его фюзеляжа, имел для набора высоты тяговооруженность (1,23) и возможность перехода к горизонтальному полету с использованием специального нейросетевого контроллера. Для возможности его запуска из плавающего контейнера типа "Sea Robin", выпущенного с подводного положения подводной лодки при помощи стандартного 533-мм торпедного аппарата, эта концепция "Sky Tote", например, с ПД мощностью 24 л.с. (создающим повышенную акустическую сигнатуру) и соосными винтами диаметром 0,44 м будет иметь взлетный вес 37 кг при взлетной тяге двух соосных винтов - 46 кгс и может обеспечить полезную нагрузку 5 кг и массу топлива 12 кг для времени крейсерского горизонтального его полета до 6 часов при времени зависания 0,5 ч.Signs that coincide are the presence of a monoplane scheme with a trapezoidal wing without flaps and an X-shaped plumage, the mutually perpendicular keels of which are deflected outward from the plane of symmetry at an angle of 45 °. The mid-wing wing with an area of S _cr = 1.33 m ² had an elongation of λ = 5.32 with a sweep angle along the leading edge of χ = 10 ° and a specific wing load of 94.0 kg / m ² . In the nose of the fuselage in front of the wing there was a piston engine (PD) with two-bladed propellers and a take-off power of 60 hp. Coaxial screws having a mutually opposite rotation are located in the front of the fuselage and provide takeoff and marching thrust when performing GDP with a vertical and horizontal arrangement of its fuselage, respectively. The use of coaxial pulling screws made it possible to avoid a turning point, which is especially difficult to compensate for when fulfilling GDP, but also to eliminate the influence of the gyroscopic effect of the rotating masses of screws with a diameter of 1.12 m. The estimated take-off mass of Sky Tote with such PD and screws can be 125 kg during take-off the thrust of two coaxial screws is -154 kgf, having a 20-25% greater thrust compared to one open screw. He made his first vertical take-off in 2006 with the corresponding position of his fuselage, had a thrust-weight ratio (1.23) and climb to horizontal flight using a special neural network controller for gaining height. To be able to launch it from a floating container of the Sea Robin type, launched from the submerged position of a submarine using a standard 533-mm torpedo tube, this Sky Tote concept, for example, with a 24-horsepower PD (creating an increased acoustic signature) and coaxial propellers with a diameter of 0.44 m will have a take-off weight of 37 kg with a take-off thrust of two coaxial propellers - 46 kgf and can provide a payload of 5 kg and a fuel mass of 12 kg for a cruising flight of up to 6 hours with a hang time of 0.5 hours

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что "Sky Tote", имеющий четырехопорное шасси неубирающееся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах килей Х-образного оперения, предопределяет только его вертикальный взлет при вертикальном расположении его фюзеляжа и исключает возможность выполнить посадку "по-самолетному", что снижает безопасность. Вторая - это то, что диаметры соосных винтов при горизонтальном расположении фюзеляжа в самолетной конфигурации и на взлетно-посадочных его режимах "по-самолетному" потребуют оснащения трапециевидного крыла закрылками и значительную высоту стоек убирающегося шасси и как, следствие, это увеличивает массу планера и ухудшает весовую отдачу, а однодвигательная СУ, снижая надежность вертикального взлета при его отказе, ухудшает безопасность. Третья - это то, что трапециевидное в плане крыло без дополнительного непосредственного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, уменьшения как дистанции, так и скорости взлета-посадки, а средства аэродинамической балансировки при помощи рулевых поверхностей килей Х-образного оперения предопределяют сложную систему отклонения рулей с триммерами, что ухудшает продольную балансировку на переходных режимах полета и не обеспечивает достаточную стабильность управления и особенно на углах атаки от 20° до 25°. Четвертая - это то, что соосные трехлопастные винты с взаимно противоположным вращением, смонтированные в носовой части фюзеляжа и имеющие минимальный разнос между его винтами, что создает при вертикальном взлете и посадке неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) и вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования и транспортирования. Пятая - это то, что фюзеляж "Sky Tote" имеет его длину почти равную размаху складывающегося крыла и, следовательно, для обеспечения продольно-поперечной стабильности предопределяет значительное увеличение размаха его Х-образного оперения, что ограничивает возможность его запуска из плавающего контейнера "Sea Robin", выпущенного с подводного положения подводной лодки при помощи стандартного 533-мм торпедного аппарата. Все это ограничивает улучшение продольно-поперечной управляемости при выполнении ВВП и зависании, а также увеличение полезной нагрузки весовой отдачи, но и показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the Sky Tote, which has a four-leg chassis that doesn’t retract with suspension struts mounted in fairings at the ends of the keels of the X-shaped plumage, determines only its vertical take-off when its fuselage is vertical and excludes the possibility of performing landing "in an airplane", which reduces safety. The second is that the diameters of the coaxial propellers when the fuselage is horizontal in the airplane configuration and on its takeoff and landing modes “on the airplane” will require equipping the trapezoidal wing with flaps and a significant height of the struts of the retractable landing gear, and as a result, this increases the mass of the glider and worsens weight return, and single-engine SU, reducing the reliability of vertical take-off when it fails, impairs safety. The third is that a trapezoidal wing in terms of plan without additional direct control of the lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and, especially, to reduce both distance and take-off and landing speed, and aerodynamic balancing with steering surfaces keels of the X-shaped plumage predetermine a complex system of deflection of the rudders with trimmers, which worsens the longitudinal balancing during transient flight modes and does not provide access precise control and stability particularly at angles of attack of 20 ° to 25 °. The fourth one is that coaxial three-bladed rotationally mounted screws mounted in the nose of the fuselage and having a minimum spacing between its screws, which creates an adverse mutual influence (inductive losses) during vertical take-off and landing and harmful blowing of the lower rotor by the upper one, complicates reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of basing and transportation. The fifth is that the Sky Tote fuselage has a length almost equal to the size of the folding wing and, therefore, to ensure longitudinal-transverse stability, it predetermines a significant increase in the scope of its X-shaped plumage, which limits the possibility of launching it from the floating container Sea Robin ", launched from the underwater position of the submarine using a standard 533 mm torpedo tube. All this limits the improvement of the longitudinal-lateral controllability in the performance of GDP and freezing, as well as the increase in the payload of the weight return, but also of the indicators of transport and fuel efficiency.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является колеоптер "Convair Model 49" компании «Convair» (США), имеющий снаружи круглого крыла четыре гондолы, на концах трех из них имеются двигатели, приводящие посредством трансмиссии соосные с размещением на конце внутреннего фюзеляжа трехлопастные винты, создающие по оси симметрии взлетную и маршевую тягу соответственно для выполнения вертикального взлета/посадки (ВВП) и горизонтального крейсерского полета, снабжен четырехопорным шасси неубирающимся с амортизационными стойками, смонтированными на концах четырех гондол.Closest to the proposed invention is a Convair Model 49 coleopter of Convair company (USA), which has four nacelles on the outside of the round wing, the ends of three of them have motors that are coaxial by means of the transmission, with three-bladed screws placed on the end of the internal fuselage creating symmetry axis take-off and marching thrust, respectively, for performing vertical take-off / landing (GDP) and horizontal cruising, is equipped with a four-support landing gear with suspension struts mounted at the ends of four gondolas.

Признаки, совпадающие - наличие схемы моноплана с круглым крылом без закрылок, имеющий наружный диаметр 7 м при хорде крыла 4,77 м, удлинение λ=1,46 и удельную нагрузку на крыло 215,6 кг/м². Круглое крыло, выполненное в виде кольцевого канала, снабжено на его выходе рулями направления, а также высоты и крена. В передней части трех пилонов были расположены соответствующие воздухозаборники для трех газотурбинных двигателей (ГТД) модели Lycoming LTC4B-11 мощностью по 2200 л.с. каждый. Соосные винты, имеющие взаимно противоположное вращение, расположены в задней части короткого фюзеляжа и обеспечивают взлетную и маршевую тягу при выполнении ВВП с вертикальным и горизонтальным расположением его фюзеляжа соответственно. Использование соосных винтов позволяло избежать разворачивающего момента, который особенно трудно компенсировать при выполнении ВВП, а также устранить влияние гироскопического эффекта вращающихся масс винтов диаметром 4,88 м. Расчетная взлетная масса составляла 7200 кг в зависимости от условий полета, а максимальная взлетная тяга двух соосных винтов - 9000 кгс, имеющих на 27-32% большую тягу в сравнении с одним открытым винтом. Вертикальный взлет колеоптера при соответствующем положении его кольцевого канала, имел достаточную для набора высоты тяговооруженность (до 1,25), возможность перехода к горизонтальному полету и достижения скорости до 560 км/ч. В его носовой части находилась двухместная кабина, которая устанавливалась на шарнирах и могла отклоняться к фронтальной его части на угол 90° с фиксацией, чтобы обеспечить комфортность пилотам и возможность управления при вертикальном положении круглого крыла в процессе выполнения зависания или технологии ВВП. Для возможности его запуска из плавающего контейнера типа "Sea Robin", выпущенного с подводного положения подводной лодки при помощи стандартного 533-мм торпедного аппарата, эта концепция

например, с ПД мощностью 24 л.с. (создающим повышенную акустическую сигнатуру) и соосными винтами диаметром 0,44 м будет иметь взлетный вес 39 кг при взлетной тяге двух соосных винтов - 49 кгс и может обеспечить полезную нагрузку 6 кг и массу топлива 12 кг для времени крейсерского горизонтального его полета до 6 часов при времени зависания 0,5 ч.Signs that coincide are the presence of a monoplane circuit with a round wing without flaps, having an outer diameter of 7 m with a wing chord of 4.77 m, elongation λ = 1.46, and specific wing load of 215.6 kg / m ² . The round wing, made in the form of an annular channel, is equipped with rudders at its exit, as well as heights and heels. In front of the three pylons, the corresponding air intakes for three gas turbine engines (GTE) of the Lycoming LTC4B-11 model with a capacity of 2200 hp were located. everyone. Coaxial screws having a mutually opposite rotation are located at the rear of the short fuselage and provide takeoff and marching thrust when performing GDP with a vertical and horizontal arrangement of its fuselage, respectively. The use of coaxial screws avoided a turning point, which is especially difficult to compensate for when fulfilling GDP, and also eliminated the influence of the gyroscopic effect of the rotating masses of screws with a diameter of 4.88 m. The estimated take-off weight was 7200 kg depending on the flight conditions, and the maximum take-off thrust of two coaxial screws - 9000 kgf, having 27-32% more traction in comparison with one open screw. The vertical take-off of the coleopter with the corresponding position of its annular channel had a thrust-weight ratio (up to 1.25) sufficient for climbing, the possibility of transition to horizontal flight and reaching speeds of up to 560 km / h. In its bow was a two-seat cockpit, which was mounted on hinges and could deviate to its front at an angle of 90 ° with fixation to provide comfort to pilots and the ability to control the vertical position of the round wing in the process of freezing or GDP technology. To be able to launch it from a floating container of the “Sea Robin” type, launched from the submerged position of a submarine using a standard 533 mm torpedo tube, this concept

for example, with a power output of 24 hp (creating an increased acoustic signature) and coaxial propellers with a diameter of 0.44 m will have a take-off weight of 39 kg with a take-off thrust of two coaxial propellers - 49 kgf and can provide a payload of 6 kg and a fuel mass of 12 kg for a cruising flight of up to 6 hours with a hang time of 0.5 hours

Причины, препятствующие поставленной задаче: первая - это то, что колеоптер, имеющий четырехопорное шасси неубирающееся с амортизационными стойками, смонтированными в обтекателях на концах пилонов, предопределяет только его вертикальный взлет при вертикальном расположении его фюзеляжа и исключает возможность выполнить посадку "по-самолетному", что снижает безопасность. Вторая - это то, что диаметры соосных винтов при горизонтальном расположении фюзеляжа в самолетной конфигурации и на взлетно-посадочных его режимах "по-самолетному" потребуют оснащения круглого крыла закрылками и значительную высоту стоек убирающегося шасси и как, следствие, это увеличивает массу планера и ухудшает весовую отдачу. Третья - это то, что круглое крыло без дополнительного непосредственного управления подъемной силой не обеспечивают способности повышения аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и, особенно, достижения при крейсерском полете аэродинамического качества К_а>6, а средства аэродинамической балансировки при помощи рулевых поверхностей на выходе кольцевого канала предопределяют сложную систему отклонения рулей с триммерами, что ухудшает продольную поперечную балансировки на переходных режимах полета и не обеспечивает достаточную стабильность управления и, особенно, на углах атаки от 40° до 50°. Четвертая - это то, что соосные трехлопастные винты с взаимно противоположным вращением, смонтированные в задней части короткого фюзеляжа и имеющие минимальный разнос между его винтами, что создает при вертикальном взлете и посадке неблагоприятное взаимное влияние (индуктивные потери) и вредную обдувку нижнего несущего винта верхним, усложняет схему редуцирования, а также значительно увеличивает массу редуктора и его высоту, что ограничивает возможности базирования и транспортирования. Все это ограничивает улучшение продольно-поперечной управляемости и стабильности управления, увеличение полезной нагрузки и весовой отдачи, а также показателей транспортной и топливной эффективности.Reasons that impede the task: the first is that the coleopter, which has a four-leg chassis that doesn’t retract with suspension struts mounted in fairings at the ends of the pylons, determines only its vertical take-off with the vertical position of its fuselage and excludes the possibility of landing “on an airplane”, which reduces security. The second is that the diameters of the coaxial propellers when the fuselage is horizontal in the airplane configuration and on its take-off and landing modes will require equipping the round wing with flaps and a significant height of the struts of the retractable landing gear and as a result, this increases the mass of the glider and worsens weight return. The third is that the round wing without additional direct control of the lift does not provide the ability to increase aerodynamic efficiency in all areas of flight regimes and, especially, when cruising, achieve aerodynamic quality K _a > 6, and aerodynamic balancing by steering surfaces at the exit of the annular channel predetermine a complex system of deflection of the rudders with trimmers, which worsens the longitudinal transverse balancing at transitional flight modes and does not provide AET sufficient stability and control, especially at angles of attack of 40 ° to 50 °. The fourth is that coaxial three-blades with mutually opposite rotation mounted at the rear of the short fuselage and having a minimum spacing between its screws, which creates an adverse mutual influence (inductive loss) and harmful blowing of the lower rotor by the upper complicates the reduction scheme, and also significantly increases the mass of the gearbox and its height, which limits the possibility of basing and transportation. All this limits the improvement of longitudinal-transverse controllability and stability of control, increase in payload and weight return, as well as indicators of transport and fuel efficiency.

Предлагаемым изобретением решается задача в указанном выше известном колеоптере "Convair Model 49" упрощения конструкции и исключения внутреннего фюзеляжа, увеличения полезной нагрузки, повышения взлетного веса и увеличения весовой отдачи, уменьшения потребной мощности на путевую балансировку при висении и улучшения поперечной и продольной управляемости, повышения высоты и дальности полета, а также показателей транспортной и топливной эффективности.The present invention solves the problem in the aforementioned known Convair Model 49 coleopter simplifying the design and eliminating the internal fuselage, increasing the payload, increasing take-off weight and increasing the recoil, reducing the required power for track balancing while hanging, and improving lateral and longitudinal controllability, increasing the height and flight range, as well as transport and fuel efficiency indicators.

Отличительными признаками предлагаемого изобретения от указанного выше известного колеоптера "Convair Model 49", наиболее близкого к нему, являются наличие того, что он выполнен по аэродинамической схеме "бесхвостка" с упомянутым кольцевым корпусом-крылом, снабженным с взаимно перпендикулярными четырьмя стреловидными консолями крестообразного внешнего крыла, смонтированного, не выходя за заднюю кромку корпуса-крыла, на концах упомянутых разновеликих гондол, и концепции ярусного расположения перекрещивающихся винтов (ЯРПВ) в схеме ЯРПВ-Х2×2 с противоположным в ней вращением винтов как в верхней поперечной, так и в нижней продольной их парах, установленных на удлиненных V-образных выходных валах, образуя как бы V-образные редукторы, наклоненных на углы 15° от вертикали соответственно как от, так и вдоль плоскости симметрии по оси Х-Х при вертикальном положении корпуса-крыла, имеющего в его центре масс главный редуктор, смонтированный внутри корпуса-крыла на профилированных ребрах жесткости и стреловидных секциях внутреннего крыла, имеющего угол стреловидности по передней кромке равный χ=15° и размещенного в плоскости горизонтальных стреловидных консолей внешнего крыла, оснащенных элевонами и на законцовках парой телевизионных камер заднего видового обзора, при этом вертикальные стреловидные консоли внешнего крыла, снабженные рулями направления, смонтированы на соответствующих более длинных гондолах, выполненных в виде удобообтекаемых продольных пилонов, вынесенных за переднюю кромку корпуса-крыла, имеющую с углом стреловидности χ=15° плавно сопряженную конфигурацию с разновеликими гондолами, и оснащенных спереди оптическими гиростабилизированными фотовидеосистемами с обзорностью 270 градусов, нижняя из которых работает в инфракрасном диапазоне, а две менее длинные мотогондолы, вынесенные за переднюю кромку корпуса-крыла, снабжены в передней их частях соответствующими воздухозаборниками двух двигателей, причем вертикальное положение корпуса-крыла с ярусной поперечно-продольной несущей схемой, выполненной с двухлопастными винтами, имеющими как жесткое крепление лопастей и без изменения циклического их шага, так и возможность изменения общего их шага и установки их лопастей во флюгерное положение после их остановки и фиксации, предопределяет то, что оси вращения винтов, отклоненные от вертикальной оси соответствующего V-образного редуктора размещены таким образом, что лопасти поперечной группы винтов размещены по оси Z-Z и параллельно оси Х-Х, а лопасти продольной группы винтов в свою очередь размещены по оси Х-Х и параллельно оси Z-Z, при этом между равновеликими винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения и в поперечной, и продольной группе винтов, но и одинакового их вращения между отдельными винтами поперечной и продольной их групп при вертикальном положении корпуса-крыла и виде сверху как по часовой стрелке, так и против, например, между винтами, размещенными как по осям Z-Z и Х-Х, так и параллельно этим осям соответственно, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов внутренней поверхности кольцевого корпуса-крыла и стреловидного внутреннего крыла, причем с целью обеспечения возможности выполнения короткого взлета и посадки (КВП) при горизонтальном расположении корпуса-крыла он снабжен, выполненным по велосипедной схеме четырехопорным колесным шасси, использующим наряду с двумя вспомогательными колесами, смонтированными на концах левой и правой мотогондол, выполненных с удлиненными стойками, убирающимися в соответствующие задние ниши мотогондол, оснащен носовой и кормовой дополнительными основными его опорами с неубирающимися амортизационными колесами, смонтированными в соответствующих частях нижнего продольного пилона, оснащенного складывающейся нижней консолью внешнего крыла, обеспечивающей свободное вращение кормового колеса по поверхности при осуществлении взлетно-посадочных режимов, при этом он снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой поперечно-продольной несущей схемы при вертикальном расположении его корпуса-крыла в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении корпуса-крыла двухвинтового кольцеплана, имеющего отключенные от трансмиссии поперечные винты, лопасти которых установлены во флюгерное положение и зафиксированы с отклонением влево и вправо от плоскости симметрии соответственно параллельно передней кромке корпуса-крыла и плоскости симметрии, оснащен движительной продольной системой с двумя задними по полету винтами, размещенными вдоль плоскости симметрии и представляющими собой как бы перекрещивающиеся толкающие импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 70%, так и 75% или 80% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на задние толкающие импеллеры, но и обратно, причем система трансмиссии, включающая главный редуктор, имеющий при горизонтальном расположении корпуса-крыла и фронтальном виде как бы крестообразную его конфигурацию и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от газотурбинных двигателей (ГТД), расположенных в передней части соответствующих мотогондол и имеющих задний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи посредством левого и правого Г-образных угловых редукторов и соответствующих синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла, к входным валам главного редуктора, выходные передний и задний валы которого связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими синхронизирующими V-образными редукторами, смонтированными совместно с главным редуктором в общем обтекателе, выполняющим как бы роль центрального тела кольцеплана, и имеющими выходные V-образные выла в обтекателях с соответствующими перекрещивающимися винтами, при этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в кольцеплан с горизонтальным положением корпуса-крыла, так и выполнение отклонения элевонов и рулей направления на консолях внешнего крыла на соответствующие углы, изменяющиеся соответственно от скорости и высоты полета для поддержания корпуса-крыла в строго горизонтальном его положении при аварийной посадке с зафиксированными винтами во флюгерном их положении, а для повышения безопасности верхний продольный пилон, имеющий в верхней автоматически раскрываемой части контейнер с вытяжным и основным парашютами, стропы последнего закреплены на боковой части корпуса-крыла над центром масс, что обеспечивает, защищая от ударной нагрузки совместно с энергопоглощающими стойками соответствующего выпущенного колесного шасси, допустимое уменьшение скорости снижения до 7 м/с, что смягчает приземление при аварийной посадке на парашютной спасательной системе со всеми винтами, установленными во флюгерное положение и зафиксированными тормозами винтов.Distinctive features of the present invention from the aforementioned well-known Convair Model 49 coleopter closest to it are the fact that it is made according to the tailless aerodynamic design with the said wing-shaped annular body, equipped with mutually perpendicular four arrow-shaped consoles of the cruciform external wing mounted, without going beyond the trailing edge of the wing-wing, at the ends of the aforementioned different-sized nacelles, and the concept of the tiered arrangement of the intersecting screws (NRPV) in the NRPV-X2 × 2 s circuit the opposite rotation of the screws in both the upper transverse and lower longitudinal pairs of them mounted on the elongated V-shaped output shafts, forming like V-shaped gears inclined at angles of 15 ° from the vertical, respectively, both from and along the plane symmetry along the Х-Х axis with the vertical position of the wing-body having a main gear in its center of mass mounted inside the wing-body on profiled stiffening ribs and swept sections of the inner wing having a sweep angle along the leading edge equal to χ = 15 ° and placed in the plane of the horizontal swept consoles of the outer wing, equipped with elevons and tips, a pair of television cameras for rear view, while the vertical swept consoles of the outer wing, equipped with rudders, are mounted on the corresponding longer gondolas, made in the form of streamlined longitudinal pylons extended beyond the leading edge of the wing-body, having a smoothly conjugated configuration with different-sized nacelles with a sweep angle χ = 15 °, and equipped with In front, there are optical gyrostabilized photo and video systems with a visibility of 270 degrees, the lower of which operates in the infrared range, and two shorter engine nacelles, extended beyond the front edge of the wing-body, are equipped in their front parts with corresponding air intakes of two engines, and the vertical position of the wing-body with tier transverse -Longitudinal bearing diagram made with double-bladed screws having both rigid fastening of the blades and without changing their cyclic pitch, and the possibility of changing Their total step and installation of their blades in the vane position after they are stopped and fixed, determines that the rotational axes of the screws deviated from the vertical axis of the corresponding V-shaped gearbox are placed so that the blades of the transverse group of screws are placed along the ZZ axis and parallel to the X axis -X, and the blades of the longitudinal group of screws, in turn, are placed along the X-X axis and parallel to the ZZ axis, while between the identical screws having compensation of their reactive torques from all the main rotors at the opposite direction their rotation both in the transverse and longitudinal group of screws, but also their identical rotation between the individual screws of the transverse and longitudinal groups of them with the vertical position of the wing-body and top view both clockwise and counterclockwise, for example, between screws placed as along the axes ZZ and XX, and parallel to these axes, respectively, which ensures a smoother air flow from the corresponding screws of the inner surface of the annular wing-body and the swept inner wing, with the aim of In order to make it possible to perform short take-off and landing (KVP) with the horizontal position of the wing-body, it is equipped with a four-wheel wheeled chassis made according to the bicycle scheme, using, along with two auxiliary wheels mounted at the ends of the left and right nacelles, made with elongated racks that can be retracted into the corresponding rear niches of nacelles, equipped with a bow and stern with additional main supports with fixed gear cushioned wheels mounted in the corresponding parts lower longitudinal pylon, equipped with a folding lower console of the outer wing, providing free rotation of the aft wheel over the surface during takeoff and landing modes, while it is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw transverse-longitudinal carrier scheme with a vertical location of its wing-body in flight configuration with the horizontal position of the wing-body of a twin-screw ring-wing having transverse axes disconnected from the transmission you, whose blades are installed in the vane position and fixed with a deviation to the left and to the right of the plane of symmetry, respectively parallel to the front edge of the wing-body and plane of symmetry, is equipped with a longitudinal propulsion system with two rear-flight screws located along the plane of symmetry and representing, as it were, intersecting pushing impellers, creating marching thrust for high-speed cruising flight, providing both the third higher and the second average or first lower speed accordingly, after both vertical and short take-offs in its reloading variant, it is 7% or 15% more than the normal take-off weight with one engine running, giving out both 70% and 75% or 80% of its take-off power, which in its the queue is evenly redistributed through the main gearbox to the rear pushing impellers, but also vice versa, and the transmission system, including the main gearbox, having a horizontal cross-section of the wing-body and frontal view, looks like its cruciform configuration and ensures transmitting take-off power, for example, from gas turbine engines (GTEs) located in front of the corresponding engine nacelles and having a rear shaft output for taking off their power and transmitting it via left and right L-shaped angular gearboxes and corresponding synchronizing shafts laid in the nose inner wing, to the input shafts of the main gearbox, the output front and rear shafts of which are connected by means of electromagnetic synchronizing clutches to the corresponding synchronizing V-ar basic gearboxes mounted together with the main gearbox in the common fairing, which acts as the central body of the ring clutch, and having output V-shaped howls in the fairings with the corresponding intersecting screws, each GTE, forming a synchronizing system, is equipped with a freewheel giving out By disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight any excess gas turbine engine and either one in the event of its failure or both gas turbine engines in case of their joint failure, the control signal automatically Both the change in the flight configuration in the ring-wing with the horizontal position of the wing-wing, and the deviation of the elevons and rudders on the outer wing consoles by the corresponding angles, changing accordingly from the speed and height of the flight, to maintain the wing-wing in its strictly horizontal position during emergency landing with the screws fixed in their vane position, and to increase safety, the upper longitudinal pylon having a container with an exhaust in the upper automatically disclosed part with main parachutes, the slings of the latter are fixed on the side of the wing-wing body above the center of mass, which provides, while protecting against impact load together with the energy-absorbing struts of the corresponding released wheeled chassis, an allowable decrease in the speed of descent to 7 m / s, which softens the landing during an emergency landing on a parachute rescue system with all the screws installed in the vane position and fixed by the brakes of the screws.

Кроме того, с целью исключения главного редуктора с валами трансмиссии его электрическая силовая установка (ЭСУ), выполненная по параллельно-последовательной гибридной технологии силового привода двойного вращения, смонтированная в обтекателе центрального тела, снабжена биротативным электродвигателем (БЭД), обеспечивающим вращение и статора, и ротора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны с упомянутыми V-образными редукторами винтов, но и оснащена как вспомогательно-зарядной ЭСУ, включающей обратимый электромотор-генератор (ОЭМГ) с валом ротора, выходящим в противоположные стороны для передачи крутящего момента и вращательно связанным соосно с выходным и входным валами соответственно БЭД, вращаемого от его статора, и упомянутой электромагнитной синхронизирующей муфты сцепления V-образного редуктора поперечных винтов, так и системой управления электропривода, включающей все аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи и водородно-воздушные топливные элементы, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим БЭД и ОЭМГ, а также переключающим дополнительную как электрическую, так и генерирующую мощность ОЭМГ соответственно при его работе как в режиме электромотора и при передаче пиковой мощности совместно с БЭД на V-образный редуктор соответствующих поперечных винтов для выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и при этом с его питанием от аккумуляторов и топливных элементов совместно с БЭД, так и в режиме электрогенератора для подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который после выполнения ВВП и переходного маневра при горизонтальном положении корпуса-крыла, но и отключения передних винтов по полету от трансмиссии и при полетной конфигурации двухвинтового кольцеплана обеспечивает способ генерации электрической номинальной мощности только от внутреннего источника энергии -выходной вал, вращаемый от статора БЭД, получающий электроэнергию при этом только от топливных элементов и одновременно передающий крутящий момент с выходного вала, вращаемого от ротора БЭД, на входной вал V-образного редуктора соответствующих продольных винтов, при этом левая и правая мотогондолы, выполненные в виде соответствующих быстро съемных обтекателей, имеющих специальные внутренние каркасы для совместно смонтированных аккумуляторных батарей и топливных элементов, установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждого обтекателя и подключенных посредством коммутационных специальных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ таким образом, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно размещены соответственно в передних и задних частях левого и правого каркасов таким образом, что соответственно положительные и отрицательные клеммы их полюсов соединены между собой посредством переднего и заднего контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части левого и правого каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели режимов, левый и правый из которых включены между соответствующими минусами и плюсами клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов, причем между плюсами и минусами клемм левого и правого каркасов как, топливных элементов, так и аккумуляторов на фронтальном виде включены как задний, так и передний контакторы, которые автоматически подключают и отключают напряжение как на БЭД в момент его запуска с катапульты или отстрела его в специальном контейнере с торпедного аппарата с замедлением до двух секунд и подает напряжение на БЭД при переключении его питания с топливных элементов на аккумуляторы соответственно, так и на ОЭМГ в момент выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и переключении его в режим работы электромотора соответственно, но и подключает и отключает вырабатываемое напряжение от ОЭМГ в режиме его работы как электрогенератора и подачу на аккумуляторы после срабатывания емкостного датчика соответственно при достижении (25% емкости аккумуляторов) полной их зарядке и при одновременном (подключении) отключении вращения ОЭМГ от выходного вала БЭД, вращаемого от его статора, при этом с целью возможности его использования в двух средах: в воздухе и на/под воде/водой он выполнен с полностью электрической его герметизированной ЭСУ, но и отстрела в специальном контейнере со стандартного 533-мм торпедного аппарата он оснащен автоматически складываемыми/раскладываемыми левой, правой и верхней консолями внешнего крыла как у упомянутой нижней консоли с обеспечением их размещения как бы в описываемом круге диаметром соответствующему внутреннему диаметру специального контейнера, представляющий собой как бы плавающий «бакен», находящийся в плавучем состоянии или «спящем» (по необходимости) режиме на морской поверхности так, чтобы верхняя часть, имеющая 1/3 длины от общей его длины с автоматически открываемым верхним люком, размещалась в надводном положении, а нижняя более тяжелая часть была соответственно в подводном состоянии и с автоматической катапультой, срабатываемой или по программе от бортового контроллера только после открытия верхнего люка, или по радиоканалу закрытой связи при прямой радиовидимости, или по спутниковому каналу в зоне его действия для автоматического режима без участия оператора как взлета, облета маршрута по заданным точкам, так и автоматическое изменение маршрута (по необходимости), но и режим возвращения «домой» к плавающему контейнеру и вертикальную посадку во внутрь последнего, обеспечиваемую в автоматическом режиме таким образом, что верхний полусферический люк, выполненный с четырьмя раскрываемыми секторами, образующими при их отклонении на угол 45° наружу как бы внешние направляющие для вертикальной посадки, каждая из которых срабатывает отклонение во внутрь для достижения автоматической соосности контейнера и корпуса-крыла, имеющего в нижней части в продолжении внешних бортов обтекателей выдвижной конус, выполненный в виде трубчатого корпуса как бы четырехспицевого зонта, но и осуществления его опускания во внутрь последнего, а также герметичного закрывания полусферического люка для подготовки транспортирования контейнера с ним или подводным способом специальным подводным роботом с захватом для перемещения его в отсек подводной лодки или надводным способом специальным корабельным манипулятором с захватом для перемещения его на палубу корабля.In addition, in order to exclude the main gearbox with transmission shafts, its electric power unit (ESA), made according to the parallel-sequential hybrid technology of the double rotation power drive mounted in the fairing of the central body, is equipped with a rotational motor (BED), which provides rotation and the stator, and rotors in opposite directions, the output shafts of which, also directed in opposite directions, are connected to the load for transmitting torque and rotationally connected with the aforementioned V-shaped screw reducers, but it is also equipped as an auxiliary charging ESA, including a reversible electric motor generator (OEMG) with a rotor shaft that goes in opposite directions to transmit torque and is rotationally connected coaxially with the output and input shafts of the BED rotated from it the stator, and the said electromagnetic synchronizing clutch of the V-shaped gear of the transverse screws, and the control system of the electric drive, including all rechargeable batteries quickly rechargeable and hydrogen-in air fuel cells, an energy converter with a power transmission control unit that connects and disables the BED and OEMG, and also switches the additional electric and generating power of the OEMG, respectively, when it is operating in electric motor mode and when transmitting peak power together with the BED to V- shaped reducer of the corresponding transverse screws for fulfilling GDP or freezing in the reloading variant and at the same time with its power supply from batteries and fuel cells together with the BED, and in the electronic mode a generator for recharging batteries from OEMG, which after performing GDP and transitional maneuver with the wing-wing horizontal position, but also disconnecting the front propellers in flight from the transmission and with the flight configuration of the twin-screw ring gear, provides a way to generate electric rated power only from an internal energy source — the output shaft rotated from the stator of the BED, receiving electricity in this case only from fuel cells and simultaneously transmitting torque from the output shaft, is rotated about from the BED rotor, to the input shaft of the V-shaped gearbox of the corresponding longitudinal screws, while the left and right engine nacelles, made in the form of corresponding quickly removable fairings having special inner frames for jointly mounted batteries and fuel cells mounted respectively from the front and rear end to the middle of each fairing and connected through switching special power dividers to the BED and OEMH so that all the batteries and fuel cells are are interconnected in series in the front and rear parts of the left and right frames, respectively, so that the positive and negative terminals of their poles are connected together by the front and rear contactors, and the negative and positive terminals of their poles are connected in the middle of the left and right frame together with the power divider through the corresponding mode switches, the left and right of which are connected between the corresponding minuses and pluses of the terminals and which under the voltage is removed either together from the batteries and fuel cells and to the BED and OEMH or only separately to the OEMH and BED, respectively, from the batteries and fuel cells, between the pluses and minuses of the terminals of the left and right frames of both the fuel cells and the batteries on the front Both rear and front contactors are included, which automatically connect and disconnect the voltage on the BED at the moment of its launch from the catapult or its firing in a special container from the torpedo tube with a slowdown to two seconds and supplies voltage to the BED when switching its power from the fuel cells to the batteries, respectively, and to the OEM at the moment of GDP fulfillment or freezing in the reloading variant and switching it to the electric motor operation mode, respectively, but it also connects and disconnects the generated voltage from the OEM the mode of its operation as an electric generator and the supply to the batteries after the capacitive sensor is triggered, respectively, when they reach (25% of the battery capacity) their full charge and, at the same time (connection), open In order to speed the rotation of the OEMG from the output shaft of the BED rotated from its stator, in order to be able to use it in two environments: in air and on / under water / water, it is made with its fully electrically sealed ESA, but also shot in a special container with a standard 533-mm torpedo tubes, it is equipped with automatically folding / unfolding the left, right and top consoles of the outer wing as the aforementioned lower console with the provision of their placement as if in the described circle with a diameter corresponding to the inner and the diameter of the special container, which is like a floating “buoy”, in a floating state or “sleeping” (if necessary) mode on the sea surface so that the upper part, which is 1/3 of its total length, with the top hatch automatically opening, placed in the above-water position, and the lower heavier part was respectively in the underwater state and with an automatic ejection, triggered either by program from the on-board controller only after opening the upper hatch, or via a closed radio channel ide with direct radio visibility, or via a satellite channel in its area of operation for automatic mode without the participation of an operator, such as take-off, flight over the route at given points, and automatic route change (if necessary), but also the mode of returning “home” to the floating container and vertical landing inside the latter, provided automatically so that the upper hemispherical hatch made with four expandable sectors, forming when they are deflected by an angle of 45 ° outward as if external directions vertical landing, each of which is triggered by a deviation inward to achieve automatic alignment of the container and the wing body, which has a retractable cone in the lower part of the outer sides of the fairings, made in the form of a tubular body as if with a four-spoke umbrella, but also lowering it into inside the latter, as well as tightly closing the hemispherical hatch for preparing transportation of the container with it or underwater using a special underwater robot with a grip for moving Ia it into the compartment of the submarine or ship's freeboard special way with the capture of the manipulator to move it on the deck of the ship.

Кроме того, с целью улучшения аэродинамических характеристик и уменьшения при скоростном горизонтальном полете лобового сопротивления профиля каждого несущего винта, связанное с уменьшением хорды на конце каждой его лопасти, имеющей саблевидную форму в плане с заостренной по направлению к ее концу каждой оживальной законцовки оптимизированной для горизонтального полета на большой скорости, представляющей собой эффективное средство для уменьшения неблагоприятных последствий сжимаемости воздуха, в частности, появления скачков уплотнения при увеличении хорды за пределами некоторого поперечного сечения, располагающегося примерно в расширяющейся зоне на участке от 5/12 до 5/6 полного радиуса каждой лопасти R и смещенной в направлении вперед таким образом, чтобы уравновесить определенное смещение назад ее оживальной законцовки, имеющей на ее конце переднюю кромку с углом стреловидности, составляющим χ=44° и способствующим появлению интенсивных и устойчивых вихрей, которые отодвигают границу срыва потока, особенно, в том случае, когда данная лопасть движется в направлении, противоположном направлению поступательного полета при зависании, при этом с целью возможности как отодвинуть границы срыва потока, так и обеспечить выигрыш в мощности на больших скоростях горизонтального полета каждая лопасть в некоторой зоне на ее конце, располагающейся на участке между от 5/6 R до полного радиуса каждой лопасти R, т.е. размаха данной лопасти с учетом заостренной ее оживальной законцовки имеет увеличенную степень некоторой линейной аэродинамической крутки с некоторой полной амплитудой, величина которой заключена в диапазоне от -7° до -12°, между центром каждого несущего винта и свободной оживальной законцовкой каждой лопасти, причем с целью возможности уменьшить нежелательные эффекты, связанные со сжимаемостью воздуха, относительная толщина профиля каждой лопасти поддерживается на уровне от 14 до 12% на той части лопасти, где хорда имеет относительно небольшую длину, т.е. до элементарного поперечного сечения, располагающегося на уровне примерно от корневой ее части до 5/12 полного размаха каждой лопасти, имеющей на полном ее размахе профили между элементарным поперечным сечением, располагающимся в зоне на участке от 5/12 полного размаха каждой лопасти до конца каждой лопасти, относительная толщина которой уменьшается как бы линейным образом, образующим двукратное ее относительное утончение до уровня от 7 до 6%, в частности, на заостренном участке между началом и концом оживальной законцовки каждой лопасти, образуя в радиальном направлении вдоль всей протяженности полного размаха как бы усеченную ее клиновидность.In addition, in order to improve aerodynamic characteristics and to reduce the drag of a profile of each rotor during high-speed horizontal flight, it is associated with a decrease in the chord at the end of each of its blades, which has a saber shape in plan with each rivaling tip pointed towards its end optimized for horizontal flight at high speed, which is an effective means to reduce the adverse effects of air compressibility, in particular, the appearance of shock waves when the chord increases beyond a certain cross-section located approximately in the expanding zone in the area from 5/12 to 5/6 of the total radius of each blade R and shifted in the forward direction so as to balance a certain backward shift of its animate tip having the end edge of the front edge with a sweep angle of χ = 44 ° and contributing to the appearance of intense and stable vortices that push the boundary of the flow stall, especially when this blade moves in the direction opposite to the direction of the translational flight during hovering, while in order to be able to push the boundaries of the flow stall and to ensure a gain in power at high speeds of horizontal flight, each blade in a certain zone at its end, located on a section between 5/6 R and full radius of each blade R, i.e. the span of this blade, taking into account its sharpened animated tip, has an increased degree of some linear aerodynamic twist with some total amplitude, the value of which is in the range from -7 ° to -12 °, between the center of each rotor and the free animated tip of each blade, with the aim of the ability to reduce undesirable effects associated with air compressibility, the relative thickness of the profile of each blade is maintained at a level of 14 to 12% on that part of the blade where the chord has a relatively Olsha length, i.e. to an elementary cross section located at a level from approximately its root part to 5/12 of the full span of each blade, having on its full span profiles between an elementary cross section located in the area from 5/12 of the full span of each blade to the end of each blade , the relative thickness of which decreases as if in a linear manner, forming its twofold relative thinning to a level of from 7 to 6%, in particular, on the pointed section between the beginning and end of the ival tip of each blade, blowing in the radial direction along the entire length of the full range as if its truncated wedge-shaped.

Кроме того, с целью улучшения появления интенсивных вихрей, отодвигающих границу срыва потока каждая упомянутая лопасть вдоль всей протяженности ее полного размаха R разделена на ряд четных разновеликих зон как на ее верхней, так и нижней поверхностях, выполненных от ее начала соответственно как от первой все нечетные, так и от второй все четные зоны с наклеенными, отступая 7 мм от центра давления лопасти к ее передней кромке, из термопластичного полиуретана полосками, имеющими удвоенную длину от их ширины равной b=5/9 аэродинамической хорде лопасти соответствующей зоны с утонченностями передней и задней ее кромки, выполненной пилообразной,но йот толщины 0,5 мм к утонченностям каждой из трехгранных боковых сторон, выполненных как бы по радиусам соответствующей зоны, каждая из которых, начиная от конца лопасти ее четная нижняя наклейка с последующей нечетной верхней наклейкой образуют как бы синусоидальную конфигурацию вдоль полного ее размаха R.In addition, in order to improve the appearance of intense vortices, pushing the boundary of the flow stall, each said blade along the entire length of its full range R is divided into a number of even different-sized zones on both its upper and lower surfaces, made from its beginning, respectively, from the beginning all odd , and from the second, all even zones with glued, deviating 7 mm from the center of pressure of the blade to its leading edge, from thermoplastic polyurethane strips having doubled length from their width equal to b = 5/9 aerodynamic chord the blades of the corresponding zone with the refinements of the front and rear edges of it, made of a sawtooth, but 0.5 mm thick, to the refinements of each of the trihedral sides, made as if along the radii of the corresponding zone, each of which, starting from the end of the blade, has an even lower sticker with the subsequent odd top sticker forms, as it were, a sinusoidal configuration along its full span R.

Кроме того, с целью возможного его использования в двух средах как в воздухе, так и под водой каждая упомянутая лопасть, выполненная, например, из композиционных материалов с одновременным формованием упомянутых синусоидальных конфигураций таким образом, чтобы образованные упомянутые утонченности вдоль протяженности полного ее размаха R имели боковые стороны, выполненные по радиусу соответствующей зоны.In addition, for the purpose of its possible use in two environments, both in air and under water, each said blade made, for example, of composite materials with the simultaneous molding of said sinusoidal configurations in such a way that the mentioned refinements along its full extent R have the sides made along the radius of the corresponding zone.

Благодаря наличию этих признаков, позволяющих выполнить беспилотный кольцесинхрокоптер (БКСК) корабельного базирования, взлетающий при выполнении ВВП и КВП и имеющий систему ярусного расположения перекрещивающихся винтов (ЯРПВ) в движительно-несущей схеме ЯРПВ-Х2×2 с противоположным в ней вращением винтов как в верхней поперечной, так и в нижней продольной их парах, установленных на удлиненных V-образных выходных валах, образуя как бы V-образные редукторы, наклоненных на углы 15° от вертикали соответственно как от, так и вдоль плоскости симметрии по оси Х-Х при вертикальном положении корпуса-крыла, имеющего в его центре масс главный редуктор, смонтированный внутри корпуса-крыла на профилированных ребрах жесткости и стреловидных секциях внутреннего крыла, имеющего угол стреловидности по передней кромке равный χ=15° и размещенного в плоскости горизонтальных стреловидных консолей внешнего крыла, оснащенных элевонами. Вертикальные стреловидные консоли внешнего крыла, снабженные рулями направления, смонтированы на соответствующих более длинных гондолах, выполненных в виде удобообтекаемых продольных пилонов, вынесенных за переднюю кромку корпуса-крыла, имеющую с углом стреловидности χ=15° плавно сопряженную конфигурацию с округленной вершиной, и оснащенных спереди оптическими гиростабилизированными фотовидеосистемами с обзорностью 270 градусов, нижняя из которых работает в инфракрасном диапазоне, а две менее длинные мотогондолы, вынесенные за переднюю кромку корпуса-крыла, снабжены в передней их частях соответствующими воздухозаборниками двух двигателей. Между равновеликими двухлопастными винтами, имеющими от всех несущих винтов компенсацию реактивных крутящих их моментов при противоположном направлении их вращения и в поперечной, и продольной группе винтов, но и одинакового их вращения между отдельными винтами поперечной и продольной их групп при вертикальном положении корпуса-крыла и виде сверху как по часовой стрелке, так и против, например, между винтами, размещенными как по осям Z-Z и Х-Х, так и параллельно этим осям соответственно, что обеспечивает создание более плавного обтекания воздушным потоком от соответствующих винтов внутренней поверхности кольцевого корпуса-крыла и стреловидного внутреннего крыла. БКСК снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета четырехвинтовой поперечно-продольной несущей схемы при вертикальном расположении его корпуса-крыла в полетную конфигурацию при горизонтальном расположении корпуса-крыла двухвинтового кольцеплана, имеющего отключенные от трансмиссии поперечные винты, лопасти которых установлены во флюгерное положение и зафиксированы с отклонением влево и вправо от плоскости симметрии соответственно параллельно передней кромке корпуса-крыла и плоскости симметрии, оснащен движительной продольной системой с двумя задними по полету винтами, размещенными вдоль плоскости симметрии и представляющими собой как бы перекрещивающиеся толкающие импеллеры, создающие маршевую тягу для скоростного крейсерского полета с обеспечением как третьей большей, так и второй средней или первой меньшей скорости соответственно после как вертикального, так и короткого взлета в перегрузочном его варианте на 7% или 15% больше от нормального взлетного веса при работающем одном двигателе, выдающем соответственно как 70%, так и 75% или 80% от взлетной его мощности, которая в свою очередь поровну перераспределяется через главный редуктор на задние толкающие импеллеры, но и обратно. Система трансмиссии, включающая главный редуктор, имеющий при горизонтальном расположении корпуса-крыла и фронтальном виде как бы крестообразную его конфигурацию и обеспечивающий передачу взлетной мощности, например, от газотурбинных или турбодизельных двигателей (ГТД или ТДД), расположенных в передней части соответствующих мотогондол и имеющих задний вывод вала для отбора взлетной их мощности и ее передачи посредством левого и правого Г-образных угловых редукторов и соответствующих синхронизирующих валов, проложенных в носке внутреннего крыла, к входным валам главного редуктора, выходные передний и задний валы которого связаны посредством электромагнитных синхронизирующих муфт сцепления с соответствующими промежуточными редукторами, смонтированными совместно с главным редуктором в общем обтекателе, выполняющим как бы роль центрального тела кольцеплана, и имеющими выходные V-образные выла в обтекателях с соответствующими перекрещивающимися винтами. При этом каждый из ГТД, образуя синхронизирующую систему, снабжен муфтой свободного хода, выдающей, отключая от топливной системы и трансмиссии в горизонтальном скоростном полете любой избыточный ГТД и один любой в случае его отказа или оба ГТД при их совместном отказе, управляющий сигнал на автоматическое как изменение полетной конфигурации в кольцеплан с горизонтальным положением корпуса-крыла, так и выполнение отклонения элевонов и рулей направления на консолях внешнего крыла на соответствующие углы, изменяющиеся соответственно от скорости и высоты полета для поддержания корпуса-крыла в строго горизонтальном его положении при аварийной посадке с зафиксированными винтами во флюгерном их положении.Due to the presence of these features, it is possible to carry out a ship-based unmanned ring-syncrocopter (BCSC), taking off during the implementation of GDP and LPC and having a system of tiered arrangement of intersecting screws (YARPV) in the propulsion-bearing scheme YARPV-X2 × 2 with the opposite rotation of the screws in it as in the upper transverse and in the lower longitudinal pairs of them mounted on elongated V-shaped output shafts, forming like V-shaped gears, inclined at angles of 15 ° from the vertical, respectively, both from and along the plane s along the Х-Х axis with the vertical position of the wing-body, with a main gearbox mounted in its center of mass mounted inside the wing-body on profiled stiffeners and swept sections of the inner wing, having a sweep angle along the leading edge of χ = 15 ° and placed in planes of horizontal swept consoles of the external wing equipped with elevons. The vertical swept consoles of the outer wing, equipped with rudders, are mounted on the corresponding longer nacelles, made in the form of streamlined longitudinal pylons, extended beyond the front edge of the wing-body, with a sweep angle χ = 15 °, a smoothly conjugated configuration with a rounded apex, and equipped with a front optical gyrostabilized photovideo systems with a visibility of 270 degrees, the lower of which operates in the infrared range, and two shorter engine nacelles, placed in front of the null edge of the wing-body, equipped in their front parts with the corresponding air intakes of two engines. Between equal-sized two-bladed rotors having compensation from all rotors for reactive torques thereof in the opposite direction of their rotation both in the transverse and longitudinal groups of rotors, but also for their identical rotation between the individual rotary and longitudinal rotor groups when the wing-wing is vertically positioned and from above, both clockwise and counterclockwise, for example, between screws located both on the ZZ and Х-Х axes, and parallel to these axes, respectively, which ensures a smoother flow ozdushnym flow from the respective screws inner surface of the annular body and the wing-internal swept wing. BKSK is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw transverse-longitudinal load-bearing scheme with the vertical location of its wing-body into a flight configuration with a horizontal location of the wing-body of a twin-screw ring gear having transverse screws disconnected from the transmission, the blades of which are installed in the vane position and fixed with deviation to the left and right of the plane of symmetry, respectively parallel to the front edge of the wing-body and plane of symmetry, equipped it is driven by a longitudinal propulsion system with two rear-flight propellers located along the symmetry plane and representing, as it were, intersecting pushing impellers that create marching thrust for high-speed cruising flight, providing both the third higher and the second average or first lower speeds, respectively, after both vertical, and short take-off in its reloading variant is 7% or 15% more than the normal take-off weight with one engine running, giving out respectively 70% and 75% and and 80% of its power take-off, which in turn evenly redistributed across the main gearbox on the rear pushing impellers, but also back. The transmission system, including the main gearbox, having a horizontal wing-shaped body and a frontal view, as if its cruciform configuration and providing transfer of take-off power, for example, from gas turbine or turbodiesel engines (GTE or TDD) located in front of the corresponding nacelles and having a rear shaft output for taking off their power and transmitting it through the left and right L-shaped angular gears and corresponding synchronizing shafts laid in the nose wing, to the input shafts of the main gearbox, the output front and rear shafts of which are connected by means of electromagnetic synchronizing clutches to the corresponding intermediate gearboxes, mounted together with the main gearbox in the common fairing, which acts as if the central body of the ring gear, and have output V-shaped arms in fairings with corresponding crossing screws. At the same time, each gas turbine engine, forming a synchronizing system, is equipped with a freewheel, issuing, disconnecting from the fuel system and transmission in a horizontal high-speed flight, any excess gas turbine engine and either one in the event of its failure or both gas turbine engines in case of their joint failure, the control signal is automatically changing the flight configuration in the ring-wing with the horizontal position of the wing-wing, and the deviation of the elevons and rudders on the outer wing consoles to the corresponding angles, changing respectively from flight speed and altitude to maintain the wing-body in its strictly horizontal position during emergency landing with the fixed screws in their vane position.

Кроме того, гибридная ЭСУ, выполненная по параллельно-последовательной технологии силового привода двойного вращения, смонтированная в обтекателе центрального тела, снабжена БЭД, обеспечивающим вращение и статора, и ротора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны с упомянутыми V-образными редукторами винтов, но и оснащена как вспомогательно-зарядной ЭСУ, включающей ОЭМГ с валом ротора, выходящим в противоположные стороны для передачи крутящего момента и вращательно связанным соосно с выходным и входным валами соответственно БЭД, вращаемого от его статора, и упомянутой электромагнитной синхронизирующей муфты сцепления V-образного редуктора поперечных винтов, так и системой управления электропривода, включающей все аккумуляторные быстро перезаряжаемые батареи и водородно-воздушные топливные элементы, преобразователь энергии с блоком управления силовой передачи, подключающим и отключающим БЭД и ОЭМГ, а также переключающим дополнительную как электрическую, так и генерирующую мощность ОЭМГ соответственно при его работе как в режиме электромотора и при передаче пиковой мощности совместно с БЭД на V-образный редуктор соответствующих поперечных винтов для выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и при этом с его питанием от аккумуляторов и топливных элементов совместно с БЭД, так и в режиме электрогенератора для подзарядки аккумуляторов от ОЭМГ, который после выполнения ВВП и переходного маневра при горизонтальном положении корпуса-крыла, но и отключения передних винтов по полету от трансмиссии и при полетной конфигурации двухвинтового кольцеплана обеспечивает способ генерации электрической номинальной мощности только от внутреннего источника энергии - выходной вал, вращаемый от статора БЭД, получающий электроэнергию при этом только от топливных элементов и одновременно передающий крутящий момент с выходного вала, вращаемого от ротора БЭД, на входной вал V-образного редуктора соответствующих продольных винтов. При этом левая и правая мотогондолы, выполненные в виде соответствующих быстро съемных обтекателей, имеющих специальные внутренние каркасы для совместно смонтированных аккумуляторных батарей и топливных элементов, установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждого обтекателя и подключенных посредством коммутационных специальных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ таким образом, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно размещены соответственно в передних и задних частях левого и правого каркасов таким образом, что соответственно положительные и отрицательные клеммы их полюсов соединены между собой посредством переднего и заднего контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части левого и правого каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели режимов, левый и правый из которых включены между соответствующими минусами и плюсами клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов. Причем между плюсами и минусами клемм левого и правого каркасов как, топливных элементов, так и аккумуляторов на фронтальном виде включены как задний, так и передний контакторы, которые автоматически подключают и отключают напряжение как на БЭД в момент его запуска с катапульты или отстрела его в специальном контейнере с торпедного аппарата с замедлением до двух секунд и подает напряжение на БЭД при переключении его питания с топливных элементов на аккумуляторы соответственно, так и на ОЭМГ в момент выполнения ВВП или зависания в перегрузочном варианте и переключении его в режим работы электромотора соответственно, но и подключает и отключает вырабатываемое напряжение от ОЭМГ в режиме его работы как электрогенератора и подачу на аккумуляторы после срабатывания емкостного датчика соответственно при достижении (25% емкости аккумуляторов) полной Их зарядке и при одновременном (подключении) отключении вращения ОЭМГ от выходного вала БЭД, вращаемого от его статора. С целью возможности его использования в двух средах: в воздухе и на/под воде/водой он выполнен с полностью электрической его герметизированной ЭСУ, но и отстрела в специальном контейнере со стандартного 533-мм торпедного аппарата он оснащен автоматически складываемыми/раскладываемыми левой, правой и верхней консолями внешнего крыла как у упомянутой нижней консоли с обеспечением их размещения как бы в описываемом круге диаметром соответствующему внутреннему диаметру специального контейнера, выполненного в виде как бы «айсберга» после его нахождения в плавучем состоянии или «спящем» (по необходимости) режиме на морской поверхности таким образом, чтобы верхняя часть, имеющая 1/3 длины от общей его длины и автоматически открываемый верхний люк, размещалась в надводном положении, а нижняя более тяжелая часть была соответственно в подводном состоянии и с автоматической катапультой, срабатываемой или по программе от бортового контроллера только после открытия верхнего люка, или по радиоканалу закрытой связи при прямой радиовидимости, или по спутниковому каналу в зоне его действия для автоматического режима без участия оператора как взлета, облета маршрута по заданным точкам, так и автоматическое изменение маршрута (по необходимости), но и режим возвращения «домой» к плавающему контейнеру и вертикальную посадку во внутрь последнего, обеспечиваемую в автоматическом режиме таким образом, что верхний полусферический люк, выполненный с четырьмя раскрываемыми секторами, образующими при их отклонении на угол 45° наружу как бы внешние направляющие для вертикальной посадки, каждая из которых срабатывает отклонение во внутрь для достижения автоматической соосности контейнера и корпуса-крыла, имеющего в нижней части в продолжении внешних бортов обтекателей выдвижной конус, выполненный как бы в виде трубчатого корпуса четырехспицевого зонта, но и осуществления его опускания во внутрь последнего. Что позволит взлететь из плавающего контейнера типа "Sea Robin", например, БКСК-0,013 с ПД мощностью 24 л.с. и перекрещивающимися винтами диаметром 0,44 м и взлетном весе 51 кг при взлетной тяге несущих винтов - 64 кгс и иметь полезную нагрузку 13 кг и массу топлива 12 кг и время крейсерского полета до 6 часов при времени зависания 0,5 ч.In addition, the hybrid ESA, made according to the parallel-serial technology of the double-rotation power drive, mounted in the fairing of the central body, is equipped with a BED that provides rotation of both the stator and rotor in opposite directions, the output shafts of which are also directed in opposite directions, are connected to the load for transmitting torque and are rotationally connected with the aforementioned V-shaped screw gearboxes, but it is also equipped as an auxiliary charging ESU, including an OEMH with a rotor shaft that goes counterclockwise false sides for transmitting torque and rotationally connected coaxially with the output and input shafts of the BED, rotated from its stator, and the said electromagnetic synchronizing clutch of the V-shaped gear of the transverse screws, and the control system of the electric drive, which includes all rechargeable quickly rechargeable batteries and hydrogen - air fuel cells, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting the BED and OEMH, as well as switching additional both electric and generating power of OEMG, respectively, when it is operating in the electric motor mode and when transmitting peak power together with the BED to the V-shaped gearbox of the corresponding transverse screws to fulfill the GDP or freeze in the overload version and at the same time it is powered by batteries and fuel cells in conjunction with BED, and in the mode of an electric generator for recharging batteries from OEMG, which after performing GDP and transition maneuver with the wing-wing horizontal position, but also turning off day screws in flight from the transmission and in the flight configuration of the twin-screw ring-clan provides a way to generate electric rated power only from an internal energy source - an output shaft rotated from the BED stator, receiving electric power from only the fuel cells and simultaneously transmitting torque from the output shaft rotated from the rotor BED, to the input shaft of the V-shaped gearbox of the corresponding longitudinal screws. In this case, the left and right engine nacelles, made in the form of corresponding quickly removable fairings, having special internal frames for jointly mounted batteries and fuel cells, installed respectively from the front and rear ends to the middle of each fairing and connected by means of switching special power dividers to the BED and OEMH so that all the batteries and fuel cells are interconnected sequentially placed respectively in the front and rear parts left and right frames in such a way that the positive and negative terminals of their poles are connected to each other by the front and rear contactors, and the negative and positive terminals of their poles are connected in the middle of the left and right frame together with the power divider through the corresponding mode switches, left and the right one of which is connected between the corresponding minuses and pluses of the terminals and which connect the voltage or together from the batteries and fuel cells to both the BED and the OEMG and and only individually to OEMG and BED, respectively, from batteries and fuel cells. Moreover, between the pluses and minuses of the terminals of the left and right frames, both fuel cells and batteries in the front view, both the rear and front contactors are connected, which automatically connect and disconnect the voltage on the BED at the moment of its launch from the catapult or its shooting in a special the container from the torpedo tube with a slowdown of up to two seconds and applies voltage to the BED when switching its power from the fuel cells to the batteries, respectively, and to the OEMG at the time the GDP is fulfilled or freezes in overload In this mode, and switching it to the electric motor operation mode, respectively, it also connects and disconnects the generated voltage from the OEM in the mode of its operation as an electric generator and feeds the batteries after the capacitive sensor is triggered, respectively, when they reach (25% of the battery capacity) full charge and at the same time ( connecting) disconnecting the rotation of the OEM from the output shaft of the BED rotated from its stator. In order to be able to use it in two environments: in air and on / under water / water, it is made with its fully electrically sealed ESA, but also in a special container with a standard 533 mm torpedo tube, it is equipped with automatically folding / unfolding left, right and the upper consoles of the outer wing, as in the lower console, ensuring their placement in the described circle with a diameter corresponding to the inner diameter of a special container, made in the form of an “iceberg” after e about being in a floating state or “sleeping” (if necessary) mode on the sea surface so that the upper part, which is 1/3 of its total length and the upper hatch automatically opens, is placed above the surface, and the lower heavier part respectively, in the underwater state and with an automatic catapult, triggered either by the program from the on-board controller only after opening the upper hatch, or via the closed-link radio channel with direct radio visibility, or via the satellite channel in the area of its operation action for the automatic mode without the participation of the operator, such as take-off, flight over the route at given points, and automatic route change (if necessary), but also the mode of returning “home” to the floating container and vertical landing inside the latter, provided in automatic mode in such a way that the upper hemispherical hatch is made with four disclosed sectors, forming when they are deflected by an angle of 45 ° outward as if external guides for vertical landing, each of which is deflected inwards to achieve automatic alignment of the container and the wing-body having a bottom portion in the continuation of the external sides of the cowls retractable cone formed like a tubular body chetyrehspitsevy umbrella but also of its descent into the interior of the latter. That will allow you to take off from a floating container of the type "Sea Robin", for example, BKSK-0,013 with PD power of 24 hp and crossing screws with a diameter of 0.44 m and a take-off weight of 51 kg with a take-off thrust of the rotors - 64 kgf and have a payload of 13 kg and a fuel mass of 12 kg and a cruise flight of up to 6 hours with a hover time of 0.5 hours.

Предлагаемое изобретение полностью электрического БКСК корабельного базирования и варианты его использования иллюстрируются общими видами на фиг. 1.The present invention of a ship-based all-electric BCSC and its use cases are illustrated by general views in FIG. one.

На фиг. 1a изображен БКСК на общем виде спереди в полетной конфигурации двухвинтового кольцеплана при горизонтальном положении круглого корпуса-крыла и крейсерском скоростном полете с передними винтами во флюгерном положении.In FIG. 1a shows a BCKS in a general front view in a flight configuration of a twin-screw ring gear with the horizontal position of the round wing-body and cruising high-speed flight with the front screws in the vane position.

На фиг. 1б изображен БКСК на общем виде сверху в полетной конфигурации четырехвинтового кольцесинхрокоптера при вертикальном положении круглого корпуса-крыла и выполнении ВВП со сложенной нижней консолью внешнего крыла.In FIG. 1b shows the BCSC in a general top view in the flight configuration of a four-screw ring synchrocopter with the vertical position of the round wing-housing and the implementation of GDP with the folded lower console of the outer wing.

Высокоскоростной полностью электрический БКСК корабельного базирования, представленный на фиг. 1 и снабженный движительно-несущей системой, выполнен по поперечно-продольной схеме ЯРПВ-Х2×2 и концепции "бесхвостка" с кольцевым крылом 1, содержит горизонтальные 2 с элевонами 3 и вертикальные 4 с рулями направления 5 стреловидные консоли крестообразного внешнего крыла, смонтированные соответственно на концах двух гондол 6 и двух обтекателей 7, размещенных снаружи кольцевого корпуса-крыла 1. Центральное тело, смонтированное внутри корпуса-крыла 1 на профилированных ребрах жесткости 8 и стреловидных секциях 9 внутреннего крыла, имеющего угол стреловидности по передней кромке равный χ=15°, размещено в плоскости горизонтальных стреловидных консолей 2 внешнего крыла. В обтекателе 10 центрального тела установлены БЭД 11 и ОЭМГ 12. Последовательного возбуждения и открытого типа БЭД 11, обеспечивающий вращение как статора, так и ротора в противоположные стороны, выходные валы которых, направленные также в противоположные стороны, соединены с нагрузкой для передачи крутящего момента и вращательно связаны соответственно через как поперечный 13 V-образный редуктор с верхними левым 14 и правым 15 винтами, так и с продольный 16 V-образный редуктор с нижними передним 17 и задним 18 винтами, последние два представлены на фиг. 1 с синусоидальными утончениями лопастей. Левая и правая гондолы 6 имеют быстро съемные каркасы для совместного размещения аккумуляторных батарей и топливных элементов (на фиг. 1 не показаны), установленных соответственно от переднего и заднего конца до середины каждой гондолы 6 и подключенных посредством коммутационных делителей мощности к БЭД и ОЭМГ так, что все аккумуляторы и топливные элементы соединены между собой последовательно и размещены соответственно в передних и задних частях левого и правого каркасов так, что положительные и отрицательные клеммы их полюсов соединены между собой посредством соответственно переднего 19 и заднего 20 контакторов, а отрицательные и положительные клеммы их полюсов соединены в средней части левого и правого каркаса совместно с делителем мощности через соответствующие переключатели 21 режимов, левый и правый из которых включены между соответствующими минусами и плюсами их клемм и которые подключают напряжение или совместно от аккумуляторов и топливных элементов и к БЭД, и ОЭМГ или только по отдельности к ОЭМГ и БЭД соответственно от аккумуляторов и топливных элементов. Целевая нагрузка - оптико-электронная, радиотехническая и разведывательная аппаратура (для видовой разведки, телевизионного и инфракрасного наблюдения местности в реальном масштабе времени), а также широкополосный передатчик с антенной для передачи изображения по телевизионному радиоканалу размещена в более длинных обтекателях 7, имеющих спереди оптические гиростабилизированные фотовидеосистемы 22, нижняя 23 из которых работает в инфракрасном диапазоне. При вертикальном расположении корпуса-крыла 1 на концах гондол 6 и обтекателей 7 используется четырехопорное неубирающееся шасси с небольшими самоустанавливающимися колесами соответственно 24 и 25 на амортизационных стойках 26, смонтированных в обтекателях 27. Для уменьшения как стояночных габаритов, так и возможности размещения внутри контейнера для подводного старта с шахты подводной лодки с вертикальным расположением корпуса-крыла 1 все консоли 2-3 внешнего крыла выполнены отклоняемыми к его центру. При выполнении КВП и горизонтальном расположении корпуса-крыла 1 используются вспомогательные боковые опоры с отклоняемыми амортизационными стойками 26 и колесами 24, смонтированными в нишах гондол 6, четырехопорного шасси велосипедной схемы, носовая и кормовая основные его опоры с колесами 27 и 28 размещены в соответствующих нишах нижнего обтекателя 7.The high-speed, all-electric ship-based BCCS shown in FIG. 1 and equipped with a propulsion-carrying system, made according to the transverse-longitudinal scheme YARPV-X2 × 2 and the concept of tailless with an annular wing 1, contains horizontal 2 with elevons 3 and vertical 4 with rudders 5 arrow-shaped consoles of the cross-shaped external wing, mounted respectively at the ends of two nacelles 6 and two fairings 7 located outside the annular wing-body 1. The central body mounted inside the wing-body 1 on profiled stiffeners 8 and swept sections 9 of the inner wing, having sweep of the leading edge equal to χ = 15 °, taken in a horizontal plane swept wing external consoles 2. In the fairing 10 of the central body are installed BED 11 and OEMG 12. Serial excitation and open type BED 11, which rotates both the stator and rotor in opposite directions, the output shafts of which are also directed in opposite directions, are connected to the load to transmit torque and rotationally connected respectively through both a transverse 13 V-shaped gearbox with upper left 14 and right 15 screws, and a longitudinal 16 V-shaped gearbox with lower front 17 and rear 18 screws, the last two are presented on ig. 1 with sinusoidal thinning of the blades. The left and right nacelles 6 have quickly removable frames for the joint placement of batteries and fuel cells (not shown in Fig. 1), installed respectively from the front and rear ends to the middle of each nacelle 6 and connected by means of switching power dividers to the BED and OEMH, that all batteries and fuel cells are interconnected in series and are located respectively in the front and rear parts of the left and right frames so that the positive and negative terminals of their poles are connected They are interconnected by means of the front 19 and rear 20 contactors respectively, and the negative and positive terminals of their poles are connected in the middle of the left and right frame together with the power divider through the corresponding switches of 21 modes, the left and right of which are connected between the corresponding minuses and pluses of their terminals and which connect the voltage either together from the batteries and fuel cells to both the BED and the OEMH, or only individually to the OEMH and the BED, respectively, from the batteries and fuel cells. The target load is optoelectronic, radio engineering and reconnaissance equipment (for species reconnaissance, television and infrared monitoring of the area in real time), as well as a broadband transmitter with an antenna for transmitting images via a television radio channel located in longer fairings 7, which have optical gyrostabilized in front photo and video systems 22, the lower 23 of which operates in the infrared range. With the vertical arrangement of the wing-body 1 at the ends of the nacelles 6 and fairings 7, a four-support fixed gear is used with small self-aligning wheels 24 and 25, respectively, on suspension struts 26 mounted in fairings 27. To reduce both parking dimensions and the possibility of placement inside the container for underwater launch from the shaft of a submarine with a vertical arrangement of the hull-wing 1, all consoles 2-3 of the outer wing are made deflectable to its center. When performing KVP and the horizontal location of the wing-body 1, auxiliary lateral supports are used with deflectable suspension struts 26 and wheels 24 mounted in the niches of the nacelles 6, the four-bearing chassis of the bicycle circuit, and its bow and stern main supports with wheels 27 and 28 are located in the corresponding niches of the lower fairing 7.

Управление высокоскоростным БКСК обеспечивается общим и дифференциальным изменением шага поперечных (верхних) 14-15 и продольных (нижних) 16-17 несущих винтов, но и отклонением рулей направления 5 и элевонов 3 соответственно вертикальных и горизонтальных консолей внешнего крыла 2. При крейсерском полете подъемная сила создается кольцевым 1, внешним 2 и внутренним 9 крыльями, горизонтальная тяга - винтами только задними 17-18, на режиме висения только винтами поперечными 14-15 и продольными 17-18, на режиме перехода - крыльями 1, 2 и 9 с винтами поперечными 14-15 и продольными 17-18. При горизонтальном расположением корпуса-крыла 1 и выполнении КВП подъемная сила создается крыльями 1, 2 и 9 с соответствующим отклонением элевонов 3 внешнего крыла 2.The control of the high-speed BCSC is provided by the general and differential pitch changes of the transverse (upper) 14-15 and longitudinal (lower) 16-17 rotors, but also by the deflection of the rudders 5 and elevons 3, respectively, of the vertical and horizontal consoles of the outer wing 2. When cruising, the lifting force it is created by ring 1, external 2 and internal 9 wings, horizontal thrust - only by rear screws 17-18, in the hovering mode only by transverse 14-15 and longitudinal 17-18 screws, in the transition mode - by wings 1, 2 and 9 with transverse screws 14-15 and longitudinal 17-18. With the horizontal location of the wing-body 1 and the implementation of the KVP, the lifting force is created by the wings 1, 2 and 9 with the corresponding deviation of the elevons 3 of the outer wing 2.

После крейсерского горизонтального полета и при переходе к вертикальной посадке (висению) боле приемлемой является технология постепенного перехода с увеличенным углом атаки крыльев 1, 2 и 9, чем переход «свечкой», когда БКСК сделав «свечку» переходит в вертикальное положение, после его зависания, он может затем снижаться хвостом вниз. Причем при посадке БТСН с взлетным весом до 5-ти тонн с переходом «свечкой» требуется иметь потолок вертикального подъема по крайней мере 800 м, в то время как постепенный переход от горизонтального полета к вертикальному зависанию перед посадкой можно выполнить и на высоте 150 м. Для вертикального подъема БКСК исполнения ЯРПВ-Х2×2 необходимо одновременно увеличить шаг двух поперечных (верхних) 14-15 и двух продольных (нижних) 17-18 несущих винтов с одновременным увеличением мощности всех двигателей ЭСУ, и он вертикально поднимется до высоты 60 м. На этой высоте после уменьшения шага винтов верхних 14-15 и нижних 17-18 и мощности двигателей до тех пор, пока БКСК не зависнет при вертикальном положении его корпуса-крыла 1. При висении на вертолетных режимах полета поперечное и продольное управление БКСК осуществляется при одновременном изменении шага двух несущих винтов в верхней 14-15 и нижней 17-18 группе соответственно, а путевое управление - при одновременном изменении крутящих моментов каждой диагонально расположенной группы винтов, имеющих одинаковое направление вращения несущих винтов, например, двух винтов верхний/нижний 14/17, размещенные соответственно по осям Z-Z/X-X и двух винтов верхний/нижний 15/18, размещенные соответственно параллельно осям X-X/Z-Z.After cruising a horizontal flight and moving to a vertical landing (hovering), a gradual transition technology with an increased angle of attack of wings 1, 2, and 9 is more acceptable than a transition with a “candle”, when the BCSC, having made a “candle”, goes into a vertical position, after it hangs , it can then decline tail down. Moreover, when landing a BTSN with a take-off weight of up to 5 tons with a “candle” transition, it is required to have a vertical lift ceiling of at least 800 m, while a gradual transition from horizontal flight to vertical hovering before landing can also be performed at an altitude of 150 m. For the vertical lifting of the BKSK version of YARPV-X2 × 2, it is necessary to simultaneously increase the pitch of two transverse (upper) 14-15 and two longitudinal (lower) 17-18 rotors with a simultaneous increase in the power of all ESU engines, and it will rise vertically to a height of 60 m. N this height after reducing the pitch of the screws of the upper 14-15 and lower 17-18 and engine power until the BCSK hangs in the vertical position of its wing-body 1. When hovering in helicopter flight modes, the lateral and longitudinal control of the BCKS is carried out while changing the pitch of two rotors in the upper 14-15 and lower 17-18 group, respectively, and the directional control - while changing the torques of each diagonally located group of screws having the same direction of rotation of the rotors for example, two upper / lower screws 14/17 located respectively on the Z-Z / X-X axes and two upper / lower screws 15/18 placed respectively parallel to the X-X / Z-Z axes.

После завершения режима висения БКСК для горизонтального его полета он переходит на режим наклона и, наклоняясь носом вниз, он начнет перемещаться горизонтально. По мере увеличения наклона БКСК скорость его увеличится и возможен переход к скоростному его горизонтальному полету. После набора высоты и после перехода БКСК на крейсерский режим полета передние винты 14-15 отключаются от трансмиссии синхронно устанавливаются во флюгерное положение и затормаживаются. При этом путевое управление обеспечивается рулями направления 5 вертикальных консолей 4 внешнего крыла. Продольное и поперечное управление БКСК осуществляется синфазным и дифференциальном отклонением элевонов 3 горизонтальных консолей внешнего крыла 2 соответственно. На самолетных режимах полета БКСК при создании горизонтальной тяги его задние винты 17-18 - толкающие импеллеры имеют взаимно противоположное их вращения и, тем самым, соответственно устраняют гироскопический эффект и обеспечивают более плавное обтекание его крыльев 1 и 9, но и весьма повышающее эффективность крейсерского скоростного полета.After the BKSK hover mode is completed for its horizontal flight, it switches to the tilt mode and, bending its nose down, it will begin to move horizontally. As the slope of the BCSC increases, its speed will increase and a transition to its high-speed horizontal flight is possible. After gaining altitude and after the BCSK transition to cruising flight mode, the front propellers 14-15 are disconnected from the transmission and synchronously set to the vane position and braked. In this directional control is provided by the rudders 5 vertical consoles 4 of the outer wing. The longitudinal and transverse control of the BCSC is carried out by the in-phase and differential deviation of the elevons 3 of the horizontal consoles of the outer wing 2, respectively. In aircraft BKSK flight modes, when creating horizontal thrust, its rear propellers 17-18 - pushing impellers are mutually opposite to their rotation and, thereby, eliminate the gyroscopic effect and provide a smoother flow around its wings 1 and 9, but also greatly increase the efficiency of cruising speed flight.

Таким образом, конструктивно-силовая схема кольцевого крыла с консолями внешнего крыла обеспечивают максимальную разгрузку и корпуса-крыла, и несущих винтов от действия аэродинамических и массовых сил, а вертолеты с перекрещивающимися винтами, что они устойчивы и управляемы, а, значит, все они пригодны для дальнейших инженерных приложений и могут являться предметом их исследования и усовершенствования. Поэтому дальнейшие исследования по созданию БКСК исполнения ЯРПВ-Х2×2, используя вышеназванные преимущества, позволят освоить ряд их типоразмеров, особенно, полностью электрического БКСК-0,4, размещенного в специальном контейнере диаметром 2,1 м, запускаемом с шахты подводной лодки из подводного ее положения, и вертикальновзлетающего из нутрии плавающего контейнера на поверхности моря, готового затем и обратно для приема БКСК (см. табл. 1).Thus, the structural-power scheme of the annular wing with the outer wing consoles provides maximum unloading of both the wing body and rotors from the action of aerodynamic and mass forces, and helicopters with intersecting screws that they are stable and controllable, which means that they are all suitable for further engineering applications and may be the subject of their research and improvement. Therefore, further studies on the creation of the BKSK version of the YaRPV-X2 × 2, using the above advantages, will make it possible to master a number of their sizes, especially the fully electric BKSK-0.4, placed in a special container with a diameter of 2.1 m, launched from the submarine’s shaft from an underwater its position, and a floating container vertically taking off from the nutria on the surface of the sea, then ready and back for BKSK (see Table 1).

Claims

1. An unmanned aerial system, consisting of an unmanned synchrocyclan with four nacelles on the outside of a round wing, engines that drive the propellers through the transmission, a four-leg landing gear with fixed suspension struts mounted on the ends of four nacelles, and a transport and launch container, characterized in that it is made according to the tailless aerodynamic design with the aforementioned wing-shaped wing body equipped with four cross-shaped consoles of mutually perpendicular wing the rear wing mounted without going beyond the trailing edge of the wing-wing at the ends of the aforementioned different-sized nacelles, and the concept of the tiered arrangement of the intersecting screws (YARPV) in the YARPV-X2 × 2 scheme with the opposite rotation of the screws in both the upper transverse and lower longitudinal pairs mounted on elongated V-shaped output shafts, forming, as it were, V-shaped gearboxes inclined at angles of 15 ° from the vertical, respectively, both from and along the plane of symmetry along the Х-Х axis with the vertical position of the wing-body having the main gearbox mounted inside the wing-body on profiled stiffeners and swept sections of the inner wing, having a sweep angle along the leading edge equal to χ = 15 °, and placed in the plane of the horizontal swept consoles of the outer wing, equipped with elevons and tips on a pair of television rear view cameras, while the vertical swept consoles of the outer wing, equipped with rudders, are mounted on the corresponding longer nacelles, made in the form conveniently streamlined longitudinal pylons extended beyond the leading edge of the wing-body, having a smoothly paired configuration with different-sized gondolas with a sweep angle χ = 15 °, and equipped with optical gyro-stabilized photo and video systems with a visibility of 270 degrees in front, the lower of which operates in the infrared range, and two less long engine nacelles, extended beyond the front edge of the wing-body, are equipped in their front parts with corresponding air intakes of the engines, the vertical position of the wing-body with a clear transverse-longitudinal bearing circuit made with double-bladed screws having both rigid fastening of the blades and without changing their cyclic pitch, and the ability to change their total pitch and set their blades in the vane position after they stop and fix, determines that the rotation axis screws deflected from the vertical axis of the corresponding V-shaped gearbox, are placed so that the blades of the transverse group of screws are placed along the ZZ axis and parallel to the axis X-X, and the blades of the longitudinal group of screws in their The queues are placed along the Х-Х axis and parallel to the ZZ axis, while between equal-sized rotors having compensation from all rotors for their reactive torques in the opposite direction of their rotation and in the transverse and longitudinal group of rotors, but also their identical rotation between the individual rotors their transverse and longitudinal groups with the vertical position of the wing-body and the top view both clockwise and counterclockwise, for example, between screws placed both on the ZZ and Х-Х axes, and parallel to these axes, respectively, and with integer To ensure the possibility of performing short take-off and landing (KVP) with the horizontal position of the wing-body, it is equipped with a four-wheel wheeled chassis made according to the bicycle scheme, using, along with two auxiliary wheels mounted at the ends of the left and right engine nacelles, made with elongated racks that can be retracted into the corresponding rear niches of the engine nacelles, bow and stern additional main supports with fixed gear cushioning wheels mounted in the corresponding parts of the lower a native pylon equipped with a folding lower console of the outer wing, providing free rotation of the aft wheel over the surface during takeoff and landing modes, while it is equipped with the ability to convert its flight configuration from a helicopter of a four-screw transverse-longitudinal load-bearing scheme with a vertical location of its wing-body into a flight configuration with horizontal arrangement of the wing-body of a twin-screw ring-wing having transverse screws disconnected from the transmission, lopas and which are installed in a weathervane position and fixed with a deviation to the left and right of the symmetry plane, respectively parallel to the front edge of the wing-wing body and the symmetry plane, is equipped with a longitudinal propulsion system with two rear-flight screws located along the symmetry plane and representing intersecting pushing impellers that create marching thrust for high-speed cruising flight, but also vice versa, moreover, its electric power plant (ESA), made in parallel-sequence hybrid technology of a double-rotation power drive mounted in the fairing of the central body is equipped with a bi-rotational electric motor (BED), which rotates both the stator and rotor in opposite directions, whose output shafts, also directed in opposite directions, are connected to the load to transmit torque and rotationally connected with the aforementioned V-shaped gearboxes of screws, but it is also equipped as an auxiliary charging ESA, including a reversible electric motor-generator (OEMG) with a rotor shaft coming out in opposite directions, for transmitting torque and rotationally connected coaxially with the output and input shafts of the BED rotated from its stator, and the said electromagnetic synchronizing clutch of the V-shaped gear of the transverse screws, and the control system of the electric drive, including all rechargeable quickly rechargeable batteries and hydrogen-air fuel cells, an energy converter with a power transmission control unit connecting and disconnecting the BED and OEMH, as well as switching to the additional electric and generating power of the OEMG, respectively, when it is operating in the electric motor mode and when transmitting the peak power together with the BED to the V-shaped gearbox of the corresponding transverse screws to fulfill the GDP or freeze in the overload variant and at the same time it is powered by batteries and fuel cells in conjunction with the BED, and in the mode of an electric generator for recharging batteries from OEMG, which, after fulfilling the GDP and transitional maneuver with the wing-wing horizontal position, also opens operation of the front propellers in flight from the transmission and in the flight configuration of the twin-screw ring gear provides a method for generating electric rated power only from an internal energy source - an output shaft rotated from the BED stator, receiving electric power from only the fuel cells and simultaneously transmitting torque from the output shaft, rotated from the rotor BED, to the input shaft of the V-shaped gear of the corresponding longitudinal screws, while the left and right engine nacelles, made in the form of quickly removable fairings having internal frames for jointly mounted batteries and fuel cells installed respectively from the front and rear ends to the middle of each fairing and connected by switching power dividers to the BED and OEMH so that all the batteries and fuel cells are interconnected are sequentially placed respectively in the front and rear parts of the left and right frames in such a way that, respectively, positive and negative their pole terminals are interconnected by the front and rear contactors, and the negative and positive terminals of their poles are connected in the middle of the left and right frame together with the power divider through the corresponding mode switches, the left and right of which are connected between the corresponding minuses and pluses of the terminals and which connect the voltage either jointly from the batteries and fuel cells to both the BED and the OEMH, or only separately to the OEMH and the BED, respectively, from the batteries and the fuel cells in, and between the pluses and minuses of the terminals of the left and right frames of both fuel cells and batteries in the front view, both the rear and front contactors are included, which automatically connect and disconnect the voltage on the BED at the moment of its launch from the catapult or its firing at said transport and launch container from a torpedo tube with a deceleration of up to two seconds and applies voltage to the BED when its power is switched from fuel cells to batteries, respectively, and to the OEMH at the time of the GDP and whether it hangs in the reloading variant and switches it to the electric motor operation mode, respectively, but it also connects and disconnects the generated voltage from the OEM in the mode of its operation as an electric generator and supply to the batteries after the capacitive sensor is triggered, respectively, when 25% of the battery capacity is reached until they are fully charged and simultaneously connecting or disconnecting the rotation of the OEMH from the output shaft of the BED rotated from its stator, while for the purpose of being able to be used in two environments: in air and on / under water / with water, it is made with its fully sealed ESA, but it is equipped with automatically folding / unfolding left, right and upper consoles of the outer wing, like the aforementioned lower console, to ensure that they are fired in the mentioned transport and launch container from the standard 533 mm torpedo tube in the described circle with a diameter corresponding to the inner diameter of the mentioned transport and launch container, which is a floating "buoy", in a floating state or "sleeping m ”, if necessary, on the sea surface so that the upper part, having 1/3 of its total length with the automatically opening upper hatch, is placed above the surface, and the lower heavier part is respectively underwater, and with an automatic ejection, triggered either according to the program from the on-board controller only after opening the upper hatch, or via a closed-circuit radio channel with direct radio visibility, or via a satellite channel in its coverage area for automatic operation without operator intervention For both take-off, round-trip of the route at given points, and automatic route change as necessary, but also the mode of returning “home” to the floating container and vertical landing inside the latter, provided in automatic mode such that the upper hemispherical hatch is made with four disclosed sectors, forming when they are deflected by an angle of 45 ° to the outside, external guides for vertical landing, each of which triggers a deflection inward to achieve automatic alignment of the container and the wing body, which has a retractable cone in the lower part of the outer sides of the fairings, made in the form of a tubular body of a four-spoke umbrella, but also lowering it inside the latter, as well as tightly closing the hemispherical hatch to prepare transportation of the container with it or underwater a robot with a grip to move it to the compartment of a submarine or above-water by a ship's manipulator with a grip to move it to the deck of a ship.

2. The unmanned aerial system according to claim 1, characterized in that at the end of each of its blades, having a saber shape in plan with each revitalizing tip pointed towards its end, having a leading edge with a sweep angle of χ = 44 at its end °, with each blade in a certain zone at its end, located in the area between from 5/6 R to the full radius of each blade R, i.e. the span of this blade, taking into account its sharpened animated tip, has an increased degree of some linear aerodynamic twist with some total amplitude, the value of which is in the range from -7 ° to -12 °, between the center of each rotor and the free animated tip of each blade, the relative thickness the profile of each blade is maintained at a level of 14 to 12% on that part of the blade where the chord has a relatively short length, i.e. to an elementary cross section located at a level from approximately its root part to 5/12 of the full span of each blade, having on its full span profiles between an elementary cross section located in the area from 5/12 of the full span of each blade to the end of each blade , the relative thickness of which decreases linearly, forming its twofold relative thinning to a level of from 7 to 6%, in particular in the pointed section between the beginning and end of the rivial tip of each blade, forming radial direction along the entire length of the full range as if its truncated wedge-shaped.

3. The unmanned aerial system according to claim 2, characterized in that each said blade along the entire length of its full range R is divided into a number of even different-sized zones both on its upper and lower surfaces, made from its beginning, respectively, as from the first all odd , and from the second, all even zones with glued, 7 mm apart from the center of pressure of the blade to its leading edge, from thermoplastic polyurethane strips having doubled length from their width equal to b = 5/9 of the aerodynamic chord of the blade of the corresponding zone with the refinements of its front and rear edges, sawtooth, but also from a thickness of 0.5 mm to the refinements of each of the trihedral sides, made as if along the radii of the corresponding zone, each of which, starting from the end of the blade, its even lower sticker followed by the odd top sticker forms a sinusoidal configuration, as it were, along its full span R.

4. The unmanned aerial system according to claim 3, characterized in that for the purpose of its possible use in two environments: both in air and under water, each said blade is made, for example, of composite materials with the simultaneous molding of said sinusoidal configurations in this way so that the aforementioned refinements formed along the extent of its full range R have the sides formed along the radius of the corresponding zone.