BG4304U1

BG4304U1 - Vertical take-off aerial vehicle

Info

Publication number: BG4304U1
Application number: BG5553U
Authority: BG
Inventors: Михаил Пейчев; Христов Пейчев Михаил
Original assignee: Христов Пейчев Михаил
Priority date: 2022-07-05
Filing date: 2022-07-05
Publication date: 2022-08-31

Abstract

The utility model is intended for use in aerial navigation, in particular for the transport of passengers and cargo, in emergency medical services, etc. The aerial vehicle comprises a frame with a cladding and at least one engine mounted to the frame. The engine is connected by a transmission to at least four fans on at least four propulsion devices (5, 6). Each propulsion device comprises an inlet air duct (26) with a narrow section in which is located the fan with blades (10) with variable attack angle and an actuating shaft mounted via bearings in a straightening apparatus located below the fan and mounted fixedly to the frame (2). There is an outlet air duct (28) below the straightening apparatus. An inlet fairing (32) is mounted on top of each fan. An outlet support fairing is mounted to the straightening apparatus. Guide valves (31) are mounted into at least two of the outlet air ducts (28). Two adjacent fans have opposite directions of rotation. The transmission comprises a gearbox connected to the internal combustion engine by a clutch. It is also connected by a front and rear cardan shaft to a front and rear reduction gear which are connected by flexible gears to the fans (9). The flexible gears are of the belt or chain type.

Description

Област на техникатаField of technique

Летателният апарат с вертикално излитане ще намери приложение във въздухоплаването, поспециално за транспорт на пътници и товари, в спешната медицинска помощ и др.The vertical take-off aircraft will find application in aviation, in particular for the transport of passengers and cargo, in emergency medical care, etc.

Предшестващо състояние на техникатаPrior art

Известни са летателни апарати, които имат електрическо задвижване, значително ограничаващо продължителността на полета и водещо до лоши динамични характеристики, дължащи се предимно на голямата маса на батериите и електродвигателите, чието тегло е близко до генерираната тяга. Такива апарати обикновено не могат да летят на повече от 5-10 m над земната повърхност и имат пробег не повече от 15 min при значително неприемливи динамични характеристики и товароносимост. Повечето от известните летателни апарати имат крила или витла (при хеликоптерите), които повишават значително габаритните им размери и изискват наличието на писта или площадка за излитане.Aircraft are known that have an electric drive, significantly limiting the duration of the flight and leading to poor dynamic characteristics, mainly due to the large mass of the batteries and electric motors, whose weight is close to the generated thrust. Such devices usually cannot fly more than 5-10 m above the earth's surface and have a range of no more than 15 min with significantly unacceptable dynamic characteristics and load capacity. Most of the known aircraft have wings or propellers (in the case of helicopters), which greatly increase their overall dimensions and require the presence of a runway or landing pad.

От US 2010294877 A1 е известен летателен апарат, включващ рама с двусекционна обшивка, която има компактно вградени множество отвори за провеждане на въздушния поток. В предната част, свързани странично към каросерията са разположени двойни панели. В задната част на летателния апарат са монтирани двойни лопатки във формата на буква V, снабдени с кухи пространства за преминаване на въздушните потоци. В горната част на летателния апарат, странично са разположени множество двойки въртящи се дюзи с цилиндрична форма. Летателният апарат включва оборудване за автомобилен транспорт, включително колела, върху които стъпва и позволява преходи за движение между наземна и въздушна среда. Летателният апарат може да се използва, като автомобил по градски пътища с минимална ширина не по-малка от 2 m. Предвидено е директно управление на горивото от водача, което не позволява прецизното му дозиране. Има няколко предавателни кутии, което води до значително голяма маса и съответно до намаляване на полезния товар и влошаване на динамиката на летателния апарат. Предвидените въртящи се дюзи също допринасят за влошаване на динамичните свойства на апарата, както и за загуби от линейни и местни съпротивления. Налице е високо ниво на звуково налягане. Посоченото генериране на тяга, благодарение на специфичната форма на фюзелажа е възможно само при вече движещ се апарат.From US 2010294877 A1 an aircraft is known comprising a frame with a two-section skin that has a plurality of openings compactly incorporated to conduct air flow. In the front part, connected laterally to the body, there are double panels. In the rear part of the aircraft, double blades in the shape of the letter V are installed, equipped with hollow spaces for the passage of air flows. In the upper part of the aircraft, on the sides, there are many pairs of rotating nozzles with a cylindrical shape. The aircraft includes vehicular transport equipment, including wheels on which it treads and enables transitions for movement between ground and air environments. The aircraft can be used as a car on city roads with a minimum width of not less than 2 m. Direct control of the fuel by the driver is foreseen, which does not allow its precise dosing. There are several transmission boxes, which leads to a significantly large mass and, accordingly, to a decrease in the payload and deterioration of the dynamics of the aircraft. The intended rotating nozzles also contribute to the deterioration of the dynamic properties of the apparatus, as well as to linear and local resistance losses. A high sound pressure level is present. The specified thrust generation, thanks to the specific shape of the fuselage, is only possible with an already moving apparatus.

Техническа същност на полезния моделTechnical nature of the utility model

Проблемът, който следва да бъде решен с полезния модел е да се осигури бърз и безопасен превоз на пътници и товари.The problem to be solved with the utility model is to ensure fast and safe transportation of passengers and cargo.

Проблемът е решен с летателен апарат с вертикално излитане, включващ рама с обшивка и поне един двигател, монтиран към рамата. Двигателят е от вида на двигател с вътрешно горене, като е свързан чрез трансмисия с поне четири вентилатора на поне четири движителя. Всеки движител включва входящ въздуховод със стеснена част, в която е разположен вентилаторът с лопатки с променлив ъгъл на атака. Всеки вентилатор има задвижващ вал, лагеруван в изправящ апарат, разположен под вентилатора и монтиран неподвижно към рамата. Под изправящия апарат има изходящ въздуховод. Върху всеки вентилатор е монтиран входящ обтекател, а към изправящия апарат е монтиран изходящ опорен обтекател. В поне два от изходящите въздуховоди са монтирани направляващи клапи.The problem is solved with a vertical take-off aircraft comprising a skinned airframe and at least one engine mounted to the airframe. The engine is of the internal combustion engine type, being transmission-connected to at least four fans on at least four impellers. Each thruster includes an intake air duct with a narrowed portion that houses the variable-angle-of-attack blade fan. Each fan has a drive shaft bearing in a straightening device located below the fan and fixedly mounted to the frame. There is an air outlet under the straightener. An inlet fairing is mounted on each fan and an outlet support fairing is mounted on the straightener. At least two of the outlet ducts are fitted with guide flaps.

Съгласно вариант на изпълнение всеки два съседни вентилатора имат противоположни посоки на въртене.According to an embodiment, every two adjacent fans have opposite directions of rotation.

Двигателят с вътрешно горене е избран от групата на бутални, роторни, газотурбинни.The internal combustion engine is selected from the group of piston, rotor, gas turbine.

Предвидено е, като вариант на изпълнение, трансмисията да включва разпределителна кутия, свързана към двигателя с вътрешно горене чрез съединител. Разпределителната кутия е свързана чрез преден карданен вал и заден карданен вал с преден и заден редуктор, които чрез гъвкави предавки са свързани с вентилаторите.As an embodiment, the transmission is provided to include a transfer case connected to the internal combustion engine via a clutch. The transfer case is connected by a front cardan shaft and a rear cardan shaft with a front and rear reducer, which are connected to the fans by means of flexible gears.

Подходящо е гъвкавите предавки да са от вида на ремъчни или верижни.It is suitable for the flexible gears to be of the belt or chain type.

Съгласно вариант на изпълнение всеки редуктор е свързан с двойка вентилатори.According to an embodiment, each reducer is connected to a pair of fans.

За двигателя с вътрешно горене и за редукторите и разпределителната кутия са предвидени охладителни системи.Cooling systems are provided for the internal combustion engine and for the reducers and transfer case.

Подходящо е охладителните системи да имат радиаторни кутии с входящи решетки, оформени в обшивката и свързани със съответстващи им охладителни канали, оформени между входящите решетки и изходящите въздуховоди на съответните движители.It is appropriate for the cooling systems to have radiator boxes with intake grills molded into the skin and connected to their corresponding cooling ducts formed between the intake grills and the exhaust ducts of the respective movers.

В един вариант на изпълнение изправящият апарат има радиални неподвижни лопатки, монтирани към главина, към която е монтиран и механизъм за управление на променливия ъгъл на атака на лопатките на вентилатора.In one embodiment, the straightening apparatus has radially fixed blades mounted to a hub to which is also mounted a mechanism for controlling the variable angle of attack of the fan blades.

При една реализация на полезния модел, главината на изправящия апарат представлява фермена конструкция, към която са монтирани радиалните неподвижни лопатки чрез техен вътрешен край.In one embodiment of the utility model, the hub of the straightening apparatus is a truss structure to which the radial stationary vanes are mounted via their inner end.

Добре е главината да е затворена с тънкостенни панели.It is good that the hub is closed with thin-walled panels.

Възможен вариант е главината на изправящия апарат да е изпълнена като отливка.A possible option is that the hub of the straightening device is made as a casting.

Съгласно вариант на изпълнение, радиалните неподвижни лопатки на изправящия апарат имат външен край с монтажни елементи, монтирани към рамата, към който външен край са фиксирани външни ограждащи тънкостенни панели.According to a variant embodiment, the radial fixed vanes of the straightening apparatus have an outer edge with mounting elements mounted to the frame, to which outer edge outer thin-walled enclosing panels are fixed.

Предимствата на летателния апарат с вертикално излитане, съгласно полезния модел са, че може да превозва пътници, като не е необходима специална площадка за излитане и кацане. Той е по-лесен за управление и е по-стабилен, поради по-добри динамични характеристики от известните такива. Описаният тук летателен апарат може да лети на значително по-големи височини от тези на известните апарати и да постигне ускорения по вертикала до 4 m/s² при хоризонтално положение от състояние на покой върху земната повърхност или във въздуха, натоварен с двама пасажери по 75 kg и пълен резервоар с гориво при нормални физични условия, като може да достигне надморска височина от 2500-3000 m. Голямо предимство на летателния апарат е и, че количеството гориво при пълен резервоар е достатъчно за полет от 45 min до 1 h при постоянно пълно натоварване на движителите и двигателя с двама души на борда. Създадена е възможност за прецизно дозиране на въздуха и горивото, постъпващи в двигателя, като се генерира ефективна мощност при запазване на икономични и добри токсични показатели на двигателя.The advantages of a vertical take-off aircraft according to the utility model are that it can carry passengers without the need for a dedicated landing pad. It is easier to control and more stable due to better dynamic characteristics than known ones. The aircraft described here can fly at significantly higher altitudes than those of known aircraft and achieve vertical accelerations of up to 4 m/s ² in a horizontal position from a state of rest on the earth's surface or in the air loaded with two passengers of 75 kg and a full tank of fuel under normal physical conditions, and can reach an altitude of 2500-3000 m. A great advantage of the aircraft is that the amount of fuel with a full tank is enough for a flight of 45 min to 1 h with constant full load on the propulsion and engine with two people on board. It is possible to precisely dose the air and fuel entering the engine, generating efficient power while maintaining economical and good toxic indicators of the engine.

Предвидена е само една разпределителна кутия, като е получена максимално лека трансмисия от двигателя до вентилаторите. Специфичното оформление на движителите и по-специално на входящите им въздуховоди, позволява генериране на допълнителна подемна сила още при самото задвижване на вентилаторите докато апаратът е в неподвижно състояние. В конструкцията на летателния апарат са използвани известни елементи, за които са известни принципите на конструиране, като са разположени и свързани по нов начин, който е технологично лесен за производство и води до постигане на неочаквани резултати въз основа на известното до момента знание в областта. Предвидената цялостна рама позволява намаляване на общата маса на апарата.Only one transfer box is provided, and the transmission from the engine to the fans is as light as possible. The specific layout of the movers, and in particular of their air inlets, allows the generation of additional lifting force even when the fans are driven while the device is stationary. In the construction of the aircraft, known elements are used, for which the principles of construction are known, and they are located and connected in a new way, which is technologically easy to manufacture and leads to the achievement of unexpected results based on the knowledge known to date in the field. The intended overall frame allows to reduce the overall mass of the device.

Пояснение на приложените фигуриExplanation of the attached figures

Фигура 1 представлява общ изглед на летателния апарат с вертикално излитане съгласно полезния модел;Figure 1 is a general view of the vertical take-off aircraft according to the utility model;

фигура 2 - общ изглед, съгласно полезния модел, на летателния апарат с вертикално излитане с частично отстранена обшивка;Figure 2 is a general view, according to the utility model, of the vertical take-off aircraft with the skin partially removed;

фигура 3 - поглед отгоре на летателния апарат с вертикално излитане съгласно полезния модел;Figure 3 is a top view of the utility model vertical takeoff aircraft;

фигура 4 - страничен изглед на летателния апарат с вертикално излитане, с показани задвижващи двигател и трансмисия;Figure 4 is a side view of the vertical take-off aircraft, with engine and transmission drives shown;

фигура 5 - детайл в поглед отгоре на движителите в задната част на летателния апарат при отстранена обшивка;figure 5 - detail in a top view of the thrusters in the rear part of the aircraft with the skin removed;

фигура 6 - изглед на вентилатор с изправящ апарат на движител на летателния апарат;figure 6 is a view of a fan with a straightening apparatus of an aircraft engine;

фигура 7 - изглед отзад на летателния апарат с вертикално излитане с частично отстранена обшивка.Figure 7 is a rear view of the vertical take-off aircraft with the skin partially removed.

Примери за осъществяване на полезния моделExamples of implementing the utility model

Съгласно полезния модел летателният апарат с вертикално излитане 1 е показан по -подробно на фиг. 1 и фиг. 2. Той включва рама 2 с обшивка 3 и поне един двигател 4 (фиг. 4), монтирани към рамата 2, както и поне четири движителя 5, 6 - съответно два предни 5 и два задни 6, свързани с двигателя 4 чрез трансмисия. В илюстрирания пример трансмисията е механична, което не изключва други подходящи за всеки отделен конкретен проект, видове трансмисии. Показаната най-добре на фиг. 4 механична трансмисия включва разпределителна кутия 8, свързана към двигателя с вътрешно горене 4 чрез съединител 34. Разпределителната кутия 8 е свързана чрез преден карданен вал 35 и заден карданен вал 36 с преден 13 и заден редуктор 14, които чрез гъвкави предавки 12 са свързани с вентилаторите 9 на движителите 5, 6. Подходящо е всеки редуктор 13, 14 да е свързан с двойка вентилатори 9, както е показано на фиг. 5. Двигателят 4 е с вътрешно горене и е избран от групата на бутални двигатели, роторни, газотурбинни двигатели и подобни. Поне четирите движителя 5, 6 са предвидени за задвижване и придвижване на летателния апарат с вертикално излитане 1. Разпределителната кутия 8, показана на фиг. 4 е предвидена за разпределяне на механичната енергия между предните 5 и задните движители 6.According to the utility model, the vertical take-off aircraft 1 is shown in more detail in FIG. 1 and fig. 2. It includes a frame 2 with a skin 3 and at least one engine 4 (Fig. 4) mounted to the frame 2, as well as at least four movers 5, 6 - two front 5 and two rear 6, respectively, connected to the engine 4 through a transmission. In the illustrated example, the transmission is mechanical, which does not exclude other types of transmissions suitable for each individual specific project. Shown best in fig. 4 mechanical transmission includes a transfer box 8 connected to the internal combustion engine 4 through a clutch 34. The transfer box 8 is connected via a front cardan shaft 35 and a rear cardan shaft 36 to a front 13 and a rear reducer 14, which by means of flexible gears 12 are connected to the fans 9 of the movers 5, 6. Suitably, each reducer 13, 14 is connected to a pair of fans 9, as shown in fig. 5. Engine 4 is internal combustion and is selected from the group of reciprocating engines, rotary engines, gas turbine engines and the like. At least the four engines 5, 6 are provided for driving and moving the vertical take-off aircraft 1. The distribution box 8 shown in fig. 4 is intended to distribute the mechanical energy between the front 5 and the rear movers 6.

Двигателят с вътрешно горене 4 има радиатор 48, разположен в радиаторна кутия с входяща решетка 7, оформена в обшивката 3.The internal combustion engine 4 has a radiator 48 located in a radiator box with an inlet grill 7 formed in the casing 3.

Съгласно показания пример за изпълнение всеки от поне четирите движителя - предни движители 5 и задни движители 6 включва:According to the shown embodiment, each of the at least four movers - front movers 5 and rear movers 6 includes:

- входящ въздуховод 26 със стеснена част, в която е разположен поне един вентилатор 9. Входящият въздуховод 26 е оформен от изцяло изработен или изпълнен от отделни елементи обтекаем капак 27, оформящ и част от обшивката 3 около съответния вентилатор 9 на летателния апарат с вертикално излитане 1;- inlet air duct 26 with a narrowed part, in which at least one fan 9 is located. The inlet air duct 26 is formed by a completely made or made of individual elements streamlined cover 27, also forming a part of the casing 3 around the corresponding fan 9 of the aircraft with vertical take-off 1;

- поне един вентилатор 9 с лопатки 10 с променлив ъгъл на атака. Броят на лопатките 10 е подбран така, че да се получи най-високо съотношение между генерирана тяга и консумирана мощност от вентилатора 9. В конкретния пример на изпълнение, показаният на фиг. 5 и фиг. 6 брой на лопатките 10 е шест, но това не ограничава възможностите за избор на брой и размер лопатки 10. Препоръчително е въртенето на два съседни вентилатора 9 да е в противоположни посоки, както е показано на фиг. 3 със стрелки. Всеки вентилатор 9 има задвижващ вал 11 (фиг. 5), свързан чрез гъвкава предавка 12, от вида на ремъчна или верижна, с редуктор 13, 14, съответно преден редуктор 13 и заден редуктор 14. Задвижващият вал 11 на вентилатора 9 е кух и е лагеруван в изправящ апарат 15, разположен под вентилатора 9. Предаването на въртящия момент от двигателя 4 до вентилаторите 9 е изцяло механично, като на задвижващия вал 11 на всеки вентилатор 9 е монтирана шайба 16 на гъвкавата предавка 12, както е илюстрирано на фиг. 5;- at least one fan 9 with blades 10 with a variable angle of attack. The number of blades 10 is selected so as to obtain the highest ratio between generated thrust and consumed power by the fan 9. In the specific embodiment shown in fig. 5 and fig. 6, the number of blades 10 is six, but this does not limit the options for choosing the number and size of blades 10. It is recommended that the rotation of two adjacent fans 9 be in opposite directions, as shown in fig. 3 with arrows. Each fan 9 has a drive shaft 11 (Fig. 5), connected by a flexible gear 12, of the belt or chain type, to a reducer 13, 14, respectively a front reducer 13 and a rear reducer 14. The drive shaft 11 of the fan 9 is hollow and is supported in a straightening device 15 located below the fan 9. The transmission of the torque from the motor 4 to the fans 9 is entirely mechanical, with a pulley 16 of the flexible gear 12 mounted on the drive shaft 11 of each fan 9, as illustrated in fig. 5;

- изправящ апарат 15, разположен под вентилатора 9 и монтиран неподвижно към рамата 2. В настоящия полезен модел изправящият апарат 15 включва радиални неподвижни лопатки 17, служещи за изправяне на въздушния поток и монтирани с техен вътрешен край към главина 18 на изправящия апарат 15. В показания вариант на изпълнение главината 18 представлява фермена конструкция 19, затворена с тънкостенни панели 20, както е показано най-добре на фиг. 6. Радиалните неподвижни лопатки 17 имат външен край с монтажни елементи 21, към който външен край са фиксирани ограждащи тънкостенни панели 22, а изправящият апарат 15 е монтиран към рамата 2 чрез монтажните елементи 21. Към главината 18 е монтиран и механизъм за управление 23 на променливия ъгъл на атака на лопатките 10 на вентилатора 9. Този механизъм за управление 23, съгласно примерното изпълнение, включва лостова система с водеща ос 24, управлявана от два стъпкови електромотора, като е предвиден и сензор, отчитащ положението на лопатките за обратна връзка. В конкретния пример е предвидено водещата ос 24 на лостовата система да е разположена в кухия задвижващ вал 11 на вентилатора 9, който е лагеруван също в главината 18. Така цялата конструкция е компактна. Самият механизъм за управление 23 на променливия ъгъл на атака на лопатките 10 на вентилатора 9 може да бъде проектиран в зависимост от изискванията към всеки отделен проект по различни конструктивни схеми, които са в обхвата на обичайните знания на специалиста в областта. Възможно е използването и на алтернативни конструкции на главината 18 на изправящия апарат 15, включително тя може да бъде изработена като отливка, щамповка на алуминиева или друга ламарина, изработка от композитни материали и други. Показаният пример на изпълнение е предпочетен заради доброто съотношение между коравина на конструкцията и тегло, както и заради относително простата технология за производство. Предвидени са и покриващи капаци 25 (фиг. 6), покриващи гъвкавата предавка 12 (ремъчна или верижна), свързана със задвижващия вал 11 на вентилатора 9, която е разположена частично в изправящия апарат 15. Покриващите капаци 25 позволяват да се избегне смущаването на въздушния поток, преминаващ през движителите 5, 6;- a straightening device 15 located below the fan 9 and fixedly mounted to the frame 2. In the present utility model, the straightening device 15 includes radial fixed blades 17 serving to straighten the air flow and mounted with their inner end to the hub 18 of the straightening device 15. In the embodiment shown, the hub 18 is a truss structure 19 enclosed by thin-walled panels 20, as best shown in FIG. 6. The radial fixed vanes 17 have an outer end with mounting elements 21, to which outer edge are fixed enclosing thin-walled panels 22, and the straightening apparatus 15 is mounted to the frame 2 by means of the mounting elements 21. A control mechanism 23 is also mounted on the hub 18 the variable angle of attack of the vanes 10 of the fan 9. This control mechanism 23, according to the exemplary embodiment, includes a lever system with a leading axis 24 controlled by two stepper electric motors, and a sensor is also provided for reading the position of the vanes for feedback. In the specific example, it is provided that the leading axis 24 of the lever system is located in the hollow drive shaft 11 of the fan 9, which is also supported in the hub 18. Thus, the entire construction is compact. The control mechanism 23 of the variable angle of attack of the blades 10 of the fan 9 itself can be designed depending on the requirements of each individual project according to different construction schemes, which are within the scope of ordinary knowledge of the specialist in the field. It is also possible to use alternative constructions of the hub 18 of the straightening apparatus 15, including it can be made as a casting, stamping of aluminum or other sheet metal, made of composite materials and others. The shown embodiment is preferred because of the good ratio between structure stiffness and weight, as well as because of the relatively simple production technology. Covering covers 25 (Fig. 6) are also provided, covering the flexible gear 12 (belt or chain) connected to the drive shaft 11 of the fan 9, which is located partially in the straightening apparatus 15. The covering covers 25 allow to avoid disturbing the air flow passing through the movers 5, 6;

- изходящ въздуховод 28, оформен от изцяло изработен или изпълнен от отделни елементи долен обтекаем капак 29 (фиг. 2), монтиран към ограждащите тънкостенни панели 22 на изправящия апарат 15 и към рамата 2, при което е оформена и част от обшивката 3 под съответния изправящ апарат 15 на летателния апарат с вертикално излитане 1. Към поне два от долните обтекаеми капаци 29 на движителите е лагерувана хоризонтална ос 30 с направляващи клапи 31, свързани със завъртащ ги около хоризонталната ос механизъм (непоказан);- outlet air duct 28, formed by a completely made or made of individual elements lower fairing cover 29 (fig. 2), mounted to the enclosing thin-walled panels 22 of the straightening apparatus 15 and to the frame 2, where a part of the sheathing 3 is also formed under the corresponding straightening apparatus 15 of the aircraft with vertical take-off 1. A horizontal axis 30 with guide flaps 31 connected to a mechanism rotating them around the horizontal axis is mounted to at least two of the lower streamlined covers 29 of the thrusters (not shown);

- направляващи клапи 31, показани на фиг. 2 и фиг. 4 - тези направляващи клапи 31 са разположени в изходящите въздуховоди 28 на движителите 5, 6, които се намират диагонално един спрямо друг, например, на преден ляв движител и заден десен движител или на преден десен и заден ляв движител. Направляващите клапи 31 променят частично посоката на изходящия въздушен поток от движителя, към който са монтирани, създавайки странична сила, която завърта летателния апарат около вертикална ос. Възможно е поставянето на направляващите клапи 31 и на всеки от движителите 5, 6, за постигане на по висока скорост на завъртането около вертикалната ос на летателния апарат 1, прокарана мислено през центъра на масите му, но в примера е предпочетен вариантът с две направляващи клапи 31 заради по малката им обща маса;- guide flaps 31 shown in fig. 2 and fig. 4 - these guide flaps 31 are located in the outlet air ducts 28 of the movers 5, 6, which are located diagonally to each other, for example, on the front left mover and the rear right mover or on the front right and rear left mover. The guide flaps 31 partially change the direction of the exiting airflow from the engine to which they are mounted, creating a lateral force that rotates the aircraft about a vertical axis. It is possible to place the guide flaps 31 and each of the thrusters 5, 6 to achieve a higher rotation speed around the vertical axis of the aircraft 1, mentally pushed through its center of mass, but in the example the option with two guide flaps is preferred 31 because of their small total mass;

- входящ 32 и изходящ 33 обтекатели - всеки преден 5 и заден движител 6 има входящ 32 и изходящ обтекател 33. Съответно входящият обтекател 32 е монтиран върху вентилатора 9 и има за цел да насочи входящия въздушен поток и да предотврати образуването на вихри при засмукването на въздух от вентилатора 9. Изходящият обтекател 33 е монтиран към изправящия апарат 15 с обтекаемата си повърхност надолу и има функция и на опора за кацане на летателния апарат 1. Целта на изходящия обтекател 33 е да предотврати образуването на вихри от изходящия въздушен поток.- inlet 32 and outlet 33 fairings - each front 5 and rear mover 6 has an inlet 32 and an outlet fairing 33. Accordingly, the inlet fairing 32 is mounted on the fan 9 and aims to direct the incoming air flow and prevent the formation of vortices during the suction of air from the fan 9. The outlet fairing 33 is mounted to the straightening apparatus 15 with its fairing surface down and has the function of a support for landing the aircraft 1. The purpose of the outlet fairing 33 is to prevent the formation of vortices from the outgoing air flow.

Обтекаемите капаци 27 на всички входящи въздуховоди 26 са монтирани към ограждащите тънкостенни панели 22 на изправящия апарат 15 и към рамата 2.The streamlined covers 27 of all air inlets 26 are mounted to the enclosing thin-walled panels 22 of the straightener 15 and to the frame 2.

Въртящият момент от двигателя с вътрешно горене 4 се предава към разпределителната кутия 8 посредством съединителя 34, който е подходящо да е например триещ многодисков (фиг. 4), но може да бъде избран всеки подходящ за конкретен проект. Предвидено е съединителят 34 да се управлява електронно и следва винаги да е изключен при стартиране на двигателя 4, за да прекъсне връзката между него и вентилаторите 9. Карданните валове, съответно преден карданен вал 35 и заден карданен вал 36 са, за предпочитане олекотени, например изпълнени от композитни материали, като карбон и с фланци от алуминиеви сплави с високи механични свойства, както се вижда на фиг. 4. Въртящият момент се предава от предния редуктор 13 и от задния редуктор 14 към съответните им вентилатори 9 посредством гъвкавите предавки 12. В примера, илюстриран на фиг. 5 е показана ремъчна предавка, която е предпочетена като по-лека. Ремъците на тази гъвкава предавка 12 са избрани с много високи механични свойства. Редукторите - преден 13 и заден 14 - са проектирани така, че да осигуряват ротация на съседните вентилатори 9 в противоположни посоки, както е показано на фиг. 3. Подходящо е редукторите да са изградени от максимално леки материали с много високи якостни свойства, за да се поддържа минимално тегло на летателния апарат с вертикално излитане 1.The torque from the internal combustion engine 4 is transmitted to the transfer case 8 by means of the clutch 34, which is suitable to be, for example, a frictional multi-disc (Fig. 4), but any suitable for a particular project can be chosen. The clutch 34 is intended to be electronically controlled and should always be disengaged when starting the engine 4 in order to break the connection between it and the fans 9. The cardan shafts, respectively the front cardan shaft 35 and the rear cardan shaft 36 are preferably lightweight, e.g. made of composite materials, such as carbon and with flanges of aluminum alloys with high mechanical properties, as seen in fig. 4. The torque is transmitted from the front reducer 13 and from the rear reducer 14 to their respective fans 9 by means of the flexible gears 12. In the example illustrated in fig. 5 shows a belt drive which is preferred as being lighter. The belts of this flexible gear 12 have been selected with very high mechanical properties. The reducers - front 13 and rear 14 - are designed to ensure rotation of adjacent fans 9 in opposite directions, as shown in fig. 3. It is appropriate for the reducers to be constructed of maximally light materials with very high strength properties in order to maintain a minimum weight of the vertical take-off aircraft 1.

В разгледания тук вариант на изпълнение на полезния модел е използвана за задвижване енергията на горивото, например стандартен високооктанов бензин и/или синтетичен бензин, която енергия се превръща в механична от подходящо избран за всеки конкретен проект двигател с вътрешно горене 4, например подходящ вид е бутален високочестотен двигател, използван обичайно за състезателни автомобили, какъвто е показан на приложените фигури. Възможно е летателният апарат с вертикално излитане 1 да бъде задвижван и от двигател 4 от друг тип, например роторен, газотурбинен или друг.In the utility model embodiment discussed here, the energy of the fuel, for example standard high-octane gasoline and/or synthetic gasoline, is used for propulsion, which energy is converted into mechanical energy by an internal combustion engine 4 suitably selected for each particular project, for example a suitable type is high frequency reciprocating engine commonly used for racing cars as shown in the attached figures. It is possible for the vertical take-off aircraft 1 to be driven by an engine 4 of another type, for example a rotor, gas turbine or other.

В настоящото примерно изпълнение, системата за подаване на гориво се състои от горивен тръбопровод 37, фиг. 4, резервоар за гориво 38, горивна помпа 39 и маркучи за горивото от горивната помпа 39 до двигателя с вътрешно горене 4, които са конструирани по обичайния за това начин.In the present exemplary embodiment, the fuel delivery system consists of a fuel line 37, FIG. 4, a fuel tank 38, a fuel pump 39, and fuel hoses from the fuel pump 39 to the internal combustion engine 4, which are constructed in a conventional manner.

В показания пример на изпълнение за смазването на разпределителната кутия 8 и редукторите 13, 14 е предвидена обща мазилна система със съответна охладителна система. Общата мазилна система в конкретния пример включва резервоар за масло 40, свързан с маслена помпа 49 и маслен радиатор 41 за охлаждане на маслото, показани на фиг. 7, изпълнени, съгласно известната практика. Разбира се за всеки отделен конкретен проект схемата на мазилната система и конкретното изпълнение ще бъдат създавани на базата на знанията на специалистите в областта при прилагане на обичайно инженерно проектиране. Това се отнася и до конкретното проектиране на системата за подаване на гориво.In the shown embodiment, a common lubrication system with a corresponding cooling system is provided for the lubrication of the distribution box 8 and the reducers 13, 14. The general oil system in the particular example includes an oil tank 40 connected to an oil pump 49 and an oil cooler 41 for cooling the oil shown in FIG. 7, performed according to known practice. Of course, for each specific project, the scheme of the plaster system and the specific implementation will be created based on the knowledge of the specialists in the field when applying usual engineering design. This also applies to the specific design of the fuel supply system.

В летателния апарат са предвидени охладителни системи - за маслото на редукторите и разпределителната кутия, описана в предходния абзац, и за охлаждане на двигателя с вътрешно горене 4, включваща, съгласно представения пример, два радиатора 48 с радиаторни кутии. Охладителните системи имат входящи решетки - решетка за охладителната система 7 на двигателя с вътрешно горене 4 и решетка за маслото на редукторите и разпределителната кутия 42, които входящи решетки 7, 42 са оформени в обшивката 3 на летателния апарат 1. Входящите решетки 7, 42 на двете охладителни системи са свързани със съответстващи им охладителни канали 43, оформени между съответните входящи решетки 7, 42 и изходящите въздуховоди 28 на съответните движители - преден движител 5 или заден движител 6.Cooling systems are provided in the aircraft - for the oil of the reducers and the distribution box, described in the previous paragraph, and for cooling the internal combustion engine 4, including, according to the presented example, two radiators 48 with radiator boxes. The cooling systems have inlet grills - a grill for the cooling system 7 of the internal combustion engine 4 and a grill for the oil of the reducers and the distribution box 42, which inlet grills 7, 42 are formed in the skin 3 of the aircraft 1. The inlet grills 7, 42 of the two cooling systems are connected with their corresponding cooling channels 43, formed between the corresponding inlet grills 7, 42 and the outlet air ducts 28 of the respective movers - front mover 5 or rear mover 6.

По-подробно, както е показано на фиг. 2 на настоящото примерно изпълнение, охладителната система на маслото включва поне един маслен радиатор 41, ограден от набор от кори и панели, образуващи затворен обем (кутия) около масления радиатор 41, която има два отвора - за вход и изход на въздушен поток и охладителен канал 43 до изходящия въздуховод 28 на един от предните движители 5, в показания пример - преден ляв движител - фиг. 2. Радиаторът за охлаждане на маслото в този пример е само един, поставен от страната на водача на летателния апарат с вертикално излитане 1. Въздушният поток, необходим за охлаждането на мазилната система, се образува на база струйния принцип на действие при хидравличните и пневматичните машини. Въздушната струя, създадена от вентилатора 9 и насочена от изправящия апарат 15 преминава през изходящия въздуховод 28 и увлича обеми от въздух, намиращи се в охлаждащия канал 43, простиращ се между входящата решетка 42 на входа на кутията за масления радиатор 41 (фиг. 7) и изходящия въздуховод 28 на съответния движител 5. По дължина на охлаждащия канал 43, налягането намалява, като най-ниско е при изходящия въздуховод 28 на движителя 5, а към входящата решетка 42 на входа на кутията за радиатора практически е равно на атмосферното. Вследствие на разликата в наляганията се оформя въздушен поток 44, показан със стрелки на фиг. 2, който по пътя си преминава през масления радиатор 41 и отнема топлината от него.In more detail, as shown in Fig. 2 of the present exemplary embodiment, the oil cooling system includes at least one oil radiator 41 surrounded by a set of skins and panels forming a closed volume (box) around the oil radiator 41, which has two openings - for the inlet and outlet of air flow and cooling channel 43 to the outlet air duct 28 of one of the front movers 5, in the example shown - front left mover - fig. 2. The oil cooling radiator in this example is only one, placed on the driver's side of the vertical take-off aircraft 1. The air flow necessary to cool the lubrication system is formed on the basis of the jet principle of operation in hydraulic and pneumatic machines . The air stream created by the fan 9 and directed by the straightener 15 passes through the outlet air duct 28 and entrains volumes of air located in the cooling channel 43 extending between the inlet grill 42 at the inlet of the oil cooler box 41 (Fig. 7) and the outlet air duct 28 of the corresponding mover 5. Along the length of the cooling channel 43, the pressure decreases, being the lowest at the outlet air duct 28 of the mover 5, and to the inlet grill 42 at the entrance of the radiator box it is practically equal to the atmospheric pressure. As a result of the pressure difference, an air stream 44 is formed, shown by arrows in FIG. 2, which on its way passes through the oil radiator 41 and takes heat from it.

В показания пример, охладителната система на двигателя с вътрешно горене 4 е осъществена чрез монтирани два броя радиатори 48 - по един от лявата и дясната страна на летателния апарат с вертикално излитане 1, като на фигури 2 и 7 са показани входящите им решетки 7. Предвидено е организацията на въздушния поток за отнемането на топлината от тях да е както при масления радиатор 41, с разликата, че охлаждащите двигателя канали 43 (фиг. 7) са разположени в изходящите въздуховоди 28 на задните движители 6.In the example shown, the cooling system of the internal combustion engine 4 is implemented by installing two radiators 48 - one on the left and right sides of the vertical take-off aircraft 1, and their inlet grills 7 are shown in Figures 2 and 7. is the organization of the air flow for removing the heat from them to be the same as for the oil radiator 41, with the difference that the engine cooling channels 43 (fig. 7) are located in the outlet air ducts 28 of the rear engines 6.

Електрозахранването на летателния апарат с вертикално излитане 1 е реализирано аналогично на това на лек автомобил. В предната част на машината е поставена акумулаторна батерия 45, която се вижда на фиг. 2, и която е по-добре да е олекотена, подбрана с необходимите параметри за осигуряване на стартиране на двигателя с вътрешно горене 4.The electrical supply of the aircraft with vertical take-off 1 is implemented analogously to that of a car. A storage battery 45 is placed in the front of the machine, which can be seen in fig. 2, and which is better to be lightweight, selected with the necessary parameters to ensure the start of the internal combustion engine 4.

Акумулаторната батерия 45 в показаното примерно изпълнение на летателния апарат с вертикално излитане 1 е поставена в предната част, най-далеч от геометричния център на апарата, за да компенсира по-голямото тегло от двигателя и другите компоненти, разположени в задната му част и за да се получи добро надлъжно балансиране на летателния апарат. Разбира се, всеки друг проект, който удовлетворява условията за постигане на баланс, би бил предмет на инженерно проектиране на базата на обичайните знания на специалиста в областта, без да излиза от обхвата на настоящия полезен модел. На двигателя с вътрешно горене е монтиран генератор (алтернатор) за захранване на електрическите консуматори по летателния апарат и за зареждане на батерията, който не е показан на схемата. Подходящо е и поставянето на допълнителен, по-малък генератор на двигателя за покриване на нуждите на запалителната му система и на електронния блок за управление в случай на авария. За електрическа маса на акумулаторната батерия 45, генератора и всички електрически компоненти е използвана рамата 2 на летателния апарат с вертикално излитане 1, която за предпочитане е изработена от алуминиева сплав без това да елиминира възможността за изработка на рамата от други материали - композитни, други метали и сплави, пластмаси и др. В отделение на обшивката 3, предвидено за пасажери са поставени две кутии с релета и предпазители, както и допълнителна кутия с предпазители. Релетата се ползват за управление на: електромотор, задвижващ съединителя; за стартера на двигателя; за светлини; стъклочистачки и други. Последните също не са показани на схемите поради това, че проектирането им е в рамките на обичайните знания на специалист в областта. Масата им, както и тази на други непоказани елементи, следва да бъде взета предвид при изчисляване на динамичните показатели на летателния апарат с вертикално излитане 1. Аналогично на повечето малки самолети, в отделението, предвидено за пасажери, са поставени ключове - за прекъсване на електрическите вериги на акумулаторната батерия 45 и на генератора в случай на пожар. Предвиден е и ключ за управление на съединителя 34, който съединител задължително трябва да е изключен, за да може да се стартира двигателят с вътрешно горене 4.The storage battery 45 in the illustrated embodiment of the vertical take-off aircraft 1 is placed at the front, farthest from the geometric center of the aircraft, to compensate for the greater weight of the engine and other components located at the rear thereof and to good longitudinal balancing of the aircraft was obtained. Of course, any other design that satisfies the conditions for achieving balance would be subject to engineering design based on the usual knowledge of one skilled in the art, without departing from the scope of the present utility model. A generator (alternator) is installed on the internal combustion engine to power the electrical consumers on the aircraft and to charge the battery, which is not shown in the diagram. It is also appropriate to place an additional, smaller generator on the engine to cover the needs of its ignition system and the electronic control unit in the event of an emergency. For the electrical mass of the battery 45, the generator and all electrical components, the frame 2 of the vertical take-off aircraft 1 is used, which is preferably made of aluminum alloy without eliminating the possibility of making the frame from other materials - composite, other metals and alloys, plastics, etc. Two boxes with relays and fuses, as well as an additional box with fuses, are placed in compartment 3 of the skin intended for passengers. The relays are used to control: an electric motor driving the clutch; for the engine starter; for lights; windshield wipers and others. The latter are also not shown in the diagrams because their design is within the ordinary knowledge of a person skilled in the art. Their mass, as well as that of other elements not shown, should be taken into account when calculating the dynamic parameters of the vertical take-off aircraft 1. Analogously to most small aircraft, switches are placed in the compartment intended for passengers - to disconnect the electrical battery 45 and generator circuits in case of fire. A clutch control switch 34 is also provided, which clutch must necessarily be disengaged in order to start the internal combustion engine 4.

В едно предпочитано изпълнение за управлението на летателния апарат с вертикално излитане 1 са предвидени две устройства - волан 46 и джойстик 47. Това не ограничава какъвто и да е избор на устройства за управление - само волан или само джойстик, или каквото и да е друго от известните и прилагани за тази цел устройства, както и комбинация от тях.In a preferred embodiment, two devices are provided for the control of the vertical take-off aircraft 1 - a steering wheel 46 and a joystick 47. This does not limit any choice of control devices - steering wheel only or joystick only or any other of the devices known and applied for this purpose, as well as a combination thereof.

Приложение на полезния моделApplication of the utility model

Приложението на полезния модел се реализира чрез изработване на отделните компоненти и свързването помежду им, съгласно описанието по-горе. По-нататък се осъществява използване на летателния апарат с вертикално излитане 1 по следния начин.The application of the useful model is realized by making the individual components and connecting them together, according to the description above. Further, the use of the vertical take-off aircraft 1 is carried out in the following manner.

Когато летателният апарат с вертикално излитане 1 е в престой, той е стъпил върху изходящите опорни обтекатели 33 в долната част на предните 5 и задните 6 движители.When the vertical take-off aircraft 1 is stationary, it has stepped on the exit support fairings 33 at the bottom of the front 5 and rear 6 thrusters.

За да излети апаратът, двигателят с вътрешно горене 4 се стартира при изключен съединител 34. След включване на съединителя 34, чрез него, въртящият момент от двигателя 4 се предава чрез трансмисията, в случая - към разпределителната кутия 8 и към редукторите - преден 13 и заден 14 посредством карданните валове - съответно преден карданен вал 35 и заден карданен вал 36. Те от своя страна предават въртящ момент към вентилаторите 9 чрез гъвкавите предавки 12 - ремъчни или верижни. Образува се въздушна струя насочена отгоре надолу, която позволява летателният апарат с вертикално излитане 1 да бъде повдигнат вертикално от мястото, на което е стъпил. При това ротацията на всеки два съседни вентилатора 9 е в противоположна посока, което позволява стабилни параметри на издигане и полет.In order for the apparatus to take off, the internal combustion engine 4 is started with the clutch 34 turned off. After turning on the clutch 34, through it, the torque from the engine 4 is transmitted through the transmission, in this case - to the transfer case 8 and to the reducers - front 13 and rear 14 by means of the cardan shafts - respectively front cardan shaft 35 and rear cardan shaft 36. They, in turn, transmit torque to the fans 9 through the flexible gears 12 - belt or chain. An air jet directed from top to bottom is formed, which allows the vertical take-off aircraft 1 to be lifted vertically from the place on which it has stepped. At the same time, the rotation of every two adjacent fans 9 is in the opposite direction, which allows for stable parameters of ascent and flight.

Управлението на полета на летателния апарат с вертикално излитане 1, съгласно полезния модел, се извършва с корекция на ъгъла на атака на лопатките 10 на вентилаторите 9 на един или повече движители 5, 6. В настоящия пример, тъй като връзката между двигателя 4 и вентилаторите 9 е механична, всички вентилатори 9 се въртят с една и съща честота на въртене. Чрез механизма за управление 23 на променливия ъгъл на атака на лопатките 10 на вентилаторите 9 се променя тягата, генерирана от всеки отделен движител 5, 6. Така например, за завъртане на летателния апарат 1 около надлъжната му ос, се намалява или увеличава ъгълът на атака на лопатките 10 на вентилаторите 9 на левите или десните движители, съответно се намалява или увеличава тягата, създавана от тези движители 5, 6. При тази промяна се генерира и странична сила, която премества летателния апарат 1 в странично направление в хоризонтална равнина. Завъртането около напречната ос се осъществява с промяна на ъгъла на атака на вентилаторите 9 на предните 5 или на задните движители 6. При това завъртане се появява сила, която придвижва летателния апарат 1 напред или назад в хоризонтална равнина. Така се осъществява и движението напред на летателния апарат 1. Завъртането около вертикална ос се осъществява чрез направляващите клапи 31, които в показаното примерно изпълнение са монтирани на преден ляв и заден десен движители. Задвижването на направляващите клапи 31 се извършва от завъртащ ги около хоризонталната им ос 30 механизъм. При отместването на направляващите клапи 31 от неутралното им положение част от въздушната струя променя посоката си и се появява странична сила, която създава въртящ момент около вертикална ос, мислено прокарана през центъра на масите на летателния апарат 1.Flight control of the vertical take-off aircraft 1, according to the utility model, is carried out by correcting the angle of attack of the blades 10 of the fans 9 of one or more engines 5, 6. In the present example, since the connection between the engine 4 and the fans 9 is mechanical, all fans 9 rotate at the same rotation frequency. Through the control mechanism 23 of the variable angle of attack of the blades 10 of the fans 9, the thrust generated by each individual engine 5, 6 is changed. So, for example, to rotate the aircraft 1 around its longitudinal axis, the angle of attack is reduced or increased on the blades 10 of the fans 9 of the left or right propellers, respectively, the thrust created by these propellers 5, 6 is reduced or increased. With this change, a lateral force is also generated, which moves the aircraft 1 in a lateral direction in a horizontal plane. The rotation around the transverse axis is carried out by changing the angle of attack of the fans 9 of the front 5 or of the rear propellers 6. During this rotation, a force appears that moves the aircraft 1 forward or backward in a horizontal plane. This is how the forward movement of the aircraft 1 is carried out. The rotation around a vertical axis is carried out by means of the guide flaps 31, which in the exemplary embodiment shown are mounted on the front left and rear right movers. The drive of the guide flaps 31 is carried out by a mechanism rotating them around their horizontal axis 30. When the guide flaps 31 are moved from their neutral position, part of the air jet changes its direction and a lateral force appears, which creates a torque around a vertical axis mentally pushed through the center of mass of the aircraft 1.

За по-голяма яснота относно работата на движителите 5, 6, тук са посочени изпълняваните от техните елементи функции, както следва:For greater clarity regarding the operation of the movers 5, 6, the functions performed by their elements are indicated here as follows:

Входящият въздуховод 26 на всеки движител 5, 6 направлява входящия въздушен поток, постъпващ към вентилатора 9 и предотвратява образуването на вихри при засмукването на въздуха от вентилатора 9. Над него се образува зона с ниско налягане. Ниското налягане, действащо върху входящия въздуховод 26, създава допълнителна подемна сила. Тя се предава на рамата 2 през местата на свързване на този въздуховод 26 към изправящия апарат 15 и към рамата 2. Другата основна функция на входящия въздуховод 26 е като част от обшивката 3 на летателният апарат 1, служеща като покритие на част от рамата 2 и разположените по нея елементи.The inlet air duct 26 of each mover 5, 6 guides the incoming air flow entering the fan 9 and prevents the formation of vortices when the air is sucked in by the fan 9. A low pressure zone is formed above it. The low pressure acting on the inlet duct 26 creates additional lift. It is transmitted to the frame 2 through the connection points of this air duct 26 to the straightening apparatus 15 and to the frame 2. The other main function of the air inlet duct 26 is as part of the skin 3 of the aircraft 1, serving as a covering of part of the frame 2 and the elements located on it.

Изходящият въздуховод 28 на всеки движител 5, 6 има следните основни функции: една от тях е, че заедно с изходящия обтекател 33 създава пространство, в което се успокоява и оформя въздушният поток, напускащ изправящия апарат 15 на движителя 5, 6, като помага за намаляването на вихрите и загубите на тяга от въздушната струя. Втората е, че е част от обшивката 3 на летателния апарат 1 и защитава елементите под нея. Освен това служи за опора на направляващите клапи 31, служещи за завъртане на летателния апарат 1 около вертикалната му ос, както и за място за отвеждане на въздуха от охладителните канали 43 за охлаждане на двигателя с вътрешно горене 4 и на радиатора за маслото на редукторите 13, 14 и разпределителната кутия 8.The outlet duct 28 of each actuator 5, 6 has the following main functions: one of them is that, together with the outlet fairing 33, it creates a space in which the airflow leaving the straightening apparatus 15 of the actuator 5, 6 is calmed and shaped, helping to the reduction of vortices and thrust losses from the air jet. The second is that it is part of the skin 3 of the aircraft 1 and protects the elements below it. It also serves as a support for the guide flaps 31, serving to rotate the aircraft 1 around its vertical axis, as well as a place to remove the air from the cooling ducts 43 for cooling the internal combustion engine 4 and the radiator for the gear oil 13 , 14 and the distribution box 8.

В показания пример на изпълнение, управлението на летателния апарат се осъществява от водач основно с волан 46 с монтиран сензор за ъгъл на завъртане и с джойстик 47, показани на фиг. 7. С волана 46 се контролира завъртането около вертикалната ос на летателния апарат 1, а с джойстика 47 се контролират завъртанията около надлъжната и напречната му ос. С бутони на джойстика 47 или волана 46 в разглежданото примерно изпълнение се управлява придвижването нагоре и надолу на летателния апарат 1. Тази транслация е възможно да се реализира и с управляващи крачни педали, непредвидени в настоящия пример, но възможни за използване при различни от него варианти на изпълнение. Разбира се, възможни са и други, различни от описаните по-горе конфигурации за управлението. Сигналите от джойстика 47 и волана 46 е добре да се приемат от електронен блок за управление на ъглите на атака на лопатките 10 на вентилаторите 9, всъщност представляващ електронен блок за управление на полета, заедно с данни от сензори за температурата на въздуха, за атмосферното налягане, за скоростта на летателния апарат, за честотата на въртене на коляновия вал на двигателя и други. Получените сигнали се обработват и се трансформират в управляващи сигнали за механизмите за управление на променливия ъгъл на атака на лопатките 10 на вентилаторите 9 и преместването на направляващите клапи 31 на движителите 5, 6. Управляващ сигнал от този електронен блок се подава и към електронния блок за управление на двигателя с вътрешно горене за необходимата мощност.In the shown embodiment, the control of the aircraft is carried out by a driver mainly with a steering wheel 46 with a mounted rotation angle sensor and with a joystick 47, shown in fig. 7. The steering wheel 46 controls the rotation around the vertical axis of the aircraft 1, and the joystick 47 controls the rotation around its longitudinal and transverse axis. Buttons on the joystick 47 or the steering wheel 46 in the considered exemplary embodiment control the up and down movement of the aircraft 1. This translation is also possible to be realized with control foot pedals, not foreseen in the present example, but possible for use in different variants of execution. Of course, other control configurations other than those described above are possible. The signals from the joystick 47 and the steering wheel 46 are well received by an electronic unit for controlling the angles of attack of the blades 10 of the fans 9, actually representing an electronic flight control unit, together with data from sensors for air temperature, for atmospheric pressure , for the speed of the aircraft, for the frequency of rotation of the crankshaft of the engine and others. The received signals are processed and transformed into control signals for the mechanisms for controlling the variable angle of attack of the blades 10 of the fans 9 and the movement of the guide flaps 31 of the movers 5, 6. A control signal from this electronic unit is also supplied to the electronic unit for control of the internal combustion engine for the required power.

Водачът получава обратна връзка за движението на летателния апарат с вертикално излитане 1 и данни за състоянието му от табло с уреди и от съответна информационна система. На таблото с уредите обичайно са поставени следните уреди: оборотомер за двигателя с вътрешно горене; комбиниран уред (използван в самолетите) за измерване на височината и скоростта на полета, ъглите на завъртане спрямо надлъжната, напречната и вертикална ос и скоростта по вертикала; уред за отчитане на нивото на горивото и уред за отчитане на температурата на двигателя с вътрешно горене. На информационната система могат да бъдат изобразявани набор от данни за машината, включително използваната мощност от двигателя с вътрешно горене 4, от всеки от вентилаторите 9, налягане на горивото, температурата на маслото в разпределителната кутия 8 и др. Възможно е да се използва и за навигационна система, както и за да показва данни за температура на околния въздух, влажност и т.н.The driver receives feedback on the movement of the vertical take-off aircraft 1 and data on its status from the instrument panel and from the relevant information system. The following instruments are usually placed on the instrument panel: tachometer for the internal combustion engine; a combined instrument (used in aircraft) for measuring altitude and speed of flight, angles of roll relative to the longitudinal, transverse and vertical axes, and vertical speed; fuel level gauge and internal combustion engine temperature gauge. A set of machine data can be displayed on the information system, including the power used by the internal combustion engine 4, by each of the fans 9, fuel pressure, transfer case oil temperature 8, etc. It can also be used for a navigation system as well as to display data on ambient air temperature, humidity, etc.

Влизането на водача и на пасажер в летателния апарат с вертикално излитане 1 става както при обикновен автомобил. Предпазни колани следва да се предвидят при производството. Пространството около водача и пасажера е затворено и изолирано от двигателя и вентилаторите с помощта на прегради и кори, представляващи част от обшивката 3. Кацането се извършва върху изходящите обтекатели 33 в долната част на движителите 5, 6.The entry of the driver and a passenger into the aircraft with vertical take-off 1 takes place as in an ordinary car. Safety belts should be provided in the production. The space around the driver and passenger is closed and isolated from the engine and fans with the help of partitions and skins, which are part of the skin 3. Landing is carried out on the exit fairings 33 in the lower part of the engines 5, 6.

Claims

A vertical take-off aircraft comprising a skinned frame and at least one engine mounted to the frame, characterized in that the engine (4) is an internal combustion engine, which engine (4) is transmission-connected to at least four fans (9 ) of at least four movers (5, 6), and each mover (5, 6) includes an inlet duct (26) with a narrowed part, in which the fan (9) with blades (10) with a variable angle of attack and with a driving a shaft (11) bearing in a straightening device (15) located below the fan (9) and fixedly mounted to the frame (2), with an outlet duct (28) under the straightening device (15), whereby on each fan (9) an inlet fairing (32) is fitted, and an outlet support fairing (33) is fitted to the straightener (15), with guide flaps (31) fitted in at least two of the outlet ducts (28)