CZ36702U1

CZ36702U1 - Vertical take-off and landing aircraft

Info

Publication number: CZ36702U1
Application number: CZ2022-40426U
Authority: CZ
Inventors: Petr Raška; Petr Ing. Raška; Petr Vrchota; Vrchota Petr Ing., Ph.D.; Martin VyskoÄŤil; Martin Ing. Vyskočil
Original assignee: Výzkumný a zkušební letecký ústav, a.s.
Priority date: 2022-02-02
Filing date: 2022-02-02
Publication date: 2022-12-16

Description

Úřad průmyslového vlastnictví v zápisném řízení nezjišťuje, zda předmět užitného vzoru splňuje podmínky způsobilosti k ochraně podle § 1 zák. ě. 478/1992 Sb.In the registration procedure, the Industrial Property Office does not determine whether the subject of the utility model meets the conditions of eligibility for protection according to § 1 of Act. E. 478/1992 Coll.

CZ 36702 UICZ 36702 UI

Letadlo s kolmým vzletem a přistánímAn aircraft with vertical take-off and landing

Oblast technikyField of technology

Technické řešení se týká kombinovaných letadel schopných kolmého letu a přistání s dopřednými vrtulemi překlopnými tak, aby působily jako nosné plochy, a tedy vykazujícími při letu znaky jak letounu, tak letadla s točivými nosnými plochami. Technické řešení se dále týká konstrukčních prvků letadel spojených s trupem, a to křídel, nesoucích vrtulové pohonné jednotky a schopných měnit polohu změnou nastavení konstrukce celého křídla, a dále přistávacích zařízení letadel a vyznačených prvků, které jsou ve styku se zemí nebo podobným povrchem.The technical solution relates to combined aircraft capable of vertical flight and landing with forward propellers that can be folded over to act as airfoils, thus showing in flight the characteristics of both an airplane and an aircraft with rotating airfoils. The technical solution also refers to the structural elements of the aircraft connected to the fuselage, namely the wings, which carry the propeller drive units and are able to change their position by changing the configuration of the entire wing structure, as well as the landing gear of the aircraft and marked elements that are in contact with the ground or a similar surface.

Dosavadní stav technikyCurrent state of the art

Letadla schopná vertikálního vzletu a přistání (VTOL, vertical take-off and landing) označují skupinu leteckých dopravních prostředků, které nevyžadují pro svůj vzlet a přistání přistávací a vzletovou dráhu. Kromě vrtulníků se do této skupiny řadí i kombinovaná letadla opatřená proudovými motory se systémy vektorování tahu (známá příkladně z dokumentů US 6918244 AI či GB 2109755 A) či sklopnými vrtulovými rotory (známá příkladně z dokumentu EP 1057724 A2). Tato letadla jsou mimo svislého vzletu i přistání, kdy je vztlak generován tryskami proudového motoru směřujícími kolmo k zemi či vrtulemi umístěnými rovnoběžně se zemí a působícími jako nosné plochy, schopná také konvenčního dopředného letu, kdy je vztlak generován profilem křídla a síla generovaná tahem proudového motoru či vrtulemi působí rovnoběžně se směrem letu.Aircraft capable of vertical take-off and landing (VTOL) refer to a group of air vehicles that do not require a runway for take-off and landing. In addition to helicopters, this group also includes combined aircraft equipped with jet engines with thrust vectoring systems (known for example from documents US 6918244 AI or GB 2109755 A) or folding propeller rotors (known for example from document EP 1057724 A2). Apart from vertical take-off and landing, where lift is generated by jet engine nozzles directed perpendicular to the ground or propellers positioned parallel to the ground and acting as support surfaces, these aircraft are also capable of conventional forward flight, where lift is generated by the airfoil and power generated by the thrust of the jet engine or propellers act parallel to the direction of flight.

Výhodou letadel typu VTOL je jejich aplikační variabilita daná možností operovat i v situacích, kde není k dispozici ranvej. Je možné je tedy využít k dopravě osob či nákladu do odlehlých či hornatých oblastí, v rámci městské zástavby či na bojištích. Z konstrukčního hlediska jsou letadla opatřená vrtulovými pohonnými jednotkami v porovnání s proudovými letadly výrazně jednodušší a díky menší prostorové náročnosti samotné pohonné jednotky mohou být tato letadla i menší a lehčí se současně větší nákladní kapacitou. Zároveň je u nich možné zvolit pohon prostřednictvím spalovacího motoru či elektromotoru (eVTOL). Z těchto uvedených důvodů má využití letadel typu VTOL v civilním i vojenském sektoru vysoký aplikační potenciál.The advantage of VTOL-type aircraft is their application variability given the possibility to operate even in situations where there is no runway available. It is therefore possible to use them to transport people or cargo to remote or mountainous areas, within urban areas or on battlefields. From a construction point of view, airplanes equipped with propeller propulsion units are significantly simpler compared to jet airplanes, and thanks to the smaller space requirements of the propulsion unit itself, these airplanes can be smaller and lighter at the same time with a larger cargo capacity. At the same time, it is possible to choose propulsion via an internal combustion engine or an electric motor (eVTOL). For these reasons, the use of VTOL aircraft in both the civil and military sectors has a high application potential.

Konstrukce letadel typu VTOL vychází ze dvou možných konfigurací. První konfigurací je provedení s fixním křídlem a překlopným rotorem, kdy dochází k naklánění pouze samotných gondol nesoucích vrtuli a pohonnou jednotku, známé příkladně z dokumentů US 2011024555 AI a US 10640207 AI. Případně je použito izolovaných propulzí pro vis a pro dopředný let. Druhou konfigurací je provedení s překlopným křídlem, známé příkladně z dokumentů WO 2019005131 AI, US 11077937 Bl, WO 2018163171 AI či WO 2012035153 AI, kdy jsou gondoly nesoucí vrtuli a pohonnou jednotku umístěné ve fixní poloze vůči křídlu a dochází k naklánění celého křídla společně s gondolami. V porovnání s uspořádáním s překlopným rotorem má uspořádání s překlopným křídlem několik výhod. Při vertikálním letu přichází u letadel s překlopným rotorem významná část proudu vzduchu hnaného vrtulí do kolmého kontaktu s plochou částí tělesa křídla, čímž dochází ke ztrátě účinnosti. Naopak v případě letadel s překlopným křídlem přichází proud vzduchu hnaný vrtulí do kolmého kontaktu pouze s náběžnou hranou křídla a křídlo je tak efektivněji obtékáno a nedochází k nárůstu odporu křídla nebo ke ztrátě jeho vztlaku, případně k odtržení proudu vzduchu při jeho obtékání. Další výhodou letadel s překlopným křídlem je přechod z vertikální do horizontální fáze letu, který je v tomto případě okamžitý. Naproti tomu letadla s překlopným rotorem musí nejprve dosáhnout dostatečné dopředně rychlosti náklonem celého letadla, aby byl získán potřebný vztlak na křídlech, a teprve poté může dojít ke sklopení rotorů.The design of VTOL aircraft is based on two possible configurations. The first configuration is a version with a fixed wing and a tilting rotor, when only the nacelles carrying the propeller and the drive unit tilt, known for example from documents US 2011024555 AI and US 10640207 AI. Alternatively, isolated propulsion is used for hover and forward flight. The second configuration is a version with a folding wing, known for example from documents WO 2019005131 AI, US 11077937 Bl, WO 2018163171 AI or WO 2012035153 AI, where the nacelles carrying the propeller and the drive unit are located in a fixed position relative to the wing and the entire wing tilts together with gondolas. Compared to the tilt-rotor arrangement, the flap-wing arrangement has several advantages. In vertical flight, in tilt-rotor aircraft, a significant portion of the air flow driven by the propeller comes into perpendicular contact with the flat part of the wing body, resulting in a loss of efficiency. On the other hand, in the case of aircraft with a folding wing, the airflow driven by the propeller comes into vertical contact only with the leading edge of the wing, and the wing is thus more effectively flowed around, and there is no increase in the resistance of the wing or a loss of its buoyancy, or a break-off of the airflow as it flows around it. Another advantage of folding-wing aircraft is the transition from the vertical to the horizontal phase of flight, which in this case is instantaneous. In contrast, tilt-rotor aircraft must first achieve sufficient forward speed by pitching the entire aircraft to obtain the necessary lift on the wings before the rotors can be folded.

- 1 CZ 36702 UI- 1 CZ 36702 UI

Výhodou eVTOL letadel, tedy VTOL letadel opatřených elektrickým pohonem vrtulí, je především tichý chod pohonného systému, který se projevuje ve zvýšeném komfortu posádky. Nevýhodou dosavadního stavu techniky je především nevhodné umístění baterií, které tvoří z hlediska hmotnosti nej významnější prvek konstrukce letadla. Systémy dle stavu techniky buď neuvažují polohu baterií vůbec, nebo případně popisují umístění bateriového setu v trupu letadla. Takové provedení při zachování velikosti trupu výrazně zmenšuje prostor pro posádku či náklad a z hlediska konstrukce a řízení letu vede k nevhodnému umístění těžiště letadla. Zároveň klade značné požadavky na pevnost podvozku a přistávacích prvků.The advantage of eVTOL aircraft, i.e. VTOL aircraft equipped with electric propeller drive, is mainly the quiet operation of the propulsion system, which is reflected in the increased comfort of the crew. The disadvantage of the current state of the art is primarily the inappropriate location of the batteries, which form the most significant element of the aircraft's structure in terms of weight. State-of-the-art systems either do not consider the position of the batteries at all, or possibly describe the location of the battery set in the fuselage of the aircraft. Such a design, while maintaining the size of the fuselage, significantly reduces the space for the crew or cargo, and from the point of view of design and flight control, it leads to an inappropriate location of the aircraft's center of gravity. At the same time, it places significant demands on the strength of the landing gear and landing gear.

Podstata technického řešeníThe essence of the technical solution

Úkolem tohoto technického řešení je představit konstrukci letadla typu eVTOL, která výše zmíněné nedostatky stavu techniky odstraňuje.The task of this technical solution is to present the construction of an eVTOL-type aircraft, which eliminates the aforementioned shortcomings of the state of the art.

Podstatou tohoto technického řešení je konstrukce letadla typu eVTOL s lehkým trupem a překlopným křídlem nesoucím vnitřní a vnější gondoly s instalací pohonného propulzního systému, přičemž vnitřní gondoly nesoucí propulzní systém mají integrované baterie a nesou hlavní podvozek s tím, že sestava křídla tvoří přibližně více než polovinu maximální vzletové hmotnosti celého letadla.The essence of this technical solution is the design of an eVTOL type aircraft with a light fuselage and a folding wing carrying inner and outer nacelles with the installation of a propulsion system, where the inner nacelles carrying the propulsion system have integrated batteries and carry the main landing gear, with the wing assembly accounting for approximately more than half maximum take-off weight of the entire aircraft.

Křídlo letadla je provedeno jako jednodílné, průběžné a samonosné s celokompozitovou poloskořepinovou konstrukcí se dvěma nosníky, přičemž jedinou mechanizací jsou kompozitová křidélka na odtokové hraně mezi vnitřní a vnější gondolou. V centroplánu jsou závěsy křídlo-trup a závěs náhonu křídla.The aircraft wing is constructed as a one-piece, continuous and self-supporting all-composite half-shell structure with two spars, with the only mechanization being composite ailerons on the trailing edge between the inner and outer nacelles. In the center plane there are wing-fuselage hinges and a wing drive hinge.

Drak vnitřní gondoly je navržen jako kompozitová poloskořepina, přičemž jednotlivé zástavbové zóny, kterými jsou motorový prostor, prostor motorových instalací, prostor baterií a prostor podvozku, jsou odděleny přepážkami zodolněnými příkladně proti proboření. Motorový prostor je přístupný sestavou krytů po celém obvodu prostoru a za motorovou přepážkou jsou prostory v podobě šachet pro jednotlivé systémy s přístupem velkým panelem ve spodní části gondoly. Přístup k hlavním podvozkovým nohám je zajištěn sestavou krytů a kontrolních otvorů.The airframe of the inner nacelle is designed as a composite half-shell, while the individual installation zones, which are the engine compartment, the engine installation compartment, the battery compartment and the landing gear compartment, are separated by bulkheads that are, for example, puncture resistant. The engine compartment is accessible through a set of covers around the entire perimeter of the compartment, and behind the engine bulkhead there are spaces in the form of shafts for individual systems with access through a large panel in the lower part of the nacelle. Access to the main landing gear legs is provided by an assembly of covers and inspection holes.

Drakově stejný přístup jako u vnitřní gondoly je použit u vnější gondoly, avšak z důvodů menšího množství komponent je sestava jednodušší a neobsahuje prostor baterií a podvozku.Much the same approach as for the inner nacelle is used for the outer nacelle, but due to the smaller number of components, the assembly is simpler and does not contain battery and undercarriage space.

Propulzní systém je funkční celek tvořící základní pohonný systém letadla. Propulzi zajišťuje stavitelná vrtule, regulace vrtule, planetová převodovka, elektromotor, regulátory elektromotoru, chladicí systém a část distribučního elektrického systému v podobě sběrnice, jistících prvků akabeláže. Akumulátorové články jsou integrovány do sestav baterií a instalovány do šachet ve vnitřních gondolách. V zadní části vnitřní gondoly je umístěna noha hlavního podvozku. Ten je možné díky celkové koncepci letadla řešit jako pevný, a tedy i významně lehčí. Přístupy známé ze stavu techniky, kdy je hlavní podvozek instalován v trupu, by v případě rozmístění komponent, a tedy významné hmoty v křídle, podle tohoto technického řešení znamenaly zásadní požadavek na zvýšení ohybové pevnosti a tuhosti draku křídla, a tedy zásadní rekonstrukci křídla s vlivem na jeho odporové vlastnosti a hmotnost a tím snížení ekonomie letu a provozu. Dále by byl více namáhaný trup, který by tak musel přenášet celé zatížení křídla na zem.The propulsion system is a functional unit forming the basic propulsion system of the aircraft. Propulsion is provided by an adjustable propeller, propeller regulation, planetary gearbox, electric motor, electric motor regulators, cooling system and part of the electrical distribution system in the form of a bus, securing elements and cabling. The battery cells are integrated into the battery assemblies and installed in shafts in the internal nacelles. The main landing gear leg is located at the rear of the inner nacelle. Thanks to the overall concept of the aircraft, it can be solved as solid and therefore significantly lighter. Approaches known from the state of the art, where the main landing gear is installed in the fuselage, would, in the case of the distribution of components, and therefore significant mass in the wing, according to this technical solution mean a fundamental requirement to increase the bending strength and stiffness of the airframe of the wing, and therefore a fundamental reconstruction of the wing with the influence on its resistance properties and weight and thereby reducing the economy of flight and operation. Furthermore, the fuselage would be more stressed, which would thus have to transfer the entire load of the wing to the ground.

Výše popsaná konstrukce je významná pro řízení letů mezi fází vis a let s využitím sil a momentů generovaných vztlakovou plochou, kdy ve visu je letadlo nestabilní, jelikož poloha těžiště je za působištěm sil na křídle (vektor tahu od vrtulí na křídle), stabilita ve visu a manévrování jsou zajištěny tahem ventilátoru v ocasu a směr vektoru je nahoru, zatímco v horizontálním letu na křídle je letadlo aerodynamicky stabilní a využívá klasické rozložení vztlakových sil a momentů a ocasní plochy generují vyvažující sílu směrem dolů. Při přechodu mezi fázemi se těžiště letadla posouvá podél podélné osy letadla v závislosti na úhlu naklopení sestavy křídla vůči trupu.The structure described above is important for flight control between the hover phase and flight using the forces and moments generated by the lifting surface, when the aircraft is unstable in the hover, since the position of the center of gravity is behind the center of force on the wing (thrust vector from the propellers on the wing), stability in the hover and maneuvering are ensured by the thrust of the fan in the tail and the direction of the vector is upward, while in horizontal flight on the wing the aircraft is aerodynamically stable and uses a classical distribution of lift forces and moments, and the tail surfaces generate a downward balancing force. During the transition between phases, the center of gravity of the aircraft moves along the longitudinal axis of the aircraft depending on the angle of tilt of the wing assembly relative to the fuselage.

-2CZ 36702 UI-2CZ 36702 UI

Definované letové fáze spolu s pohybem těžiště při změně úhlu naklopení křídla vůči trupu jsou zásadní pro základní silovou rovnováhu v obou krajních letových režimech a schopností řízení těchto fází letu.Defined flight phases, together with the movement of the center of gravity when changing the pitch angle of the wing relative to the fuselage, are essential for the basic power balance in both extreme flight modes and the ability to control these phases of flight.

Eliminace klasického vzletu a přistání j ako letoun zásadně snižuj i požadavky na křídlo a j eho nutné vyšší plošné zatížení a jeho plochu pro dosažení požadavků relativně nízké přistávací a pádové rychlosti letadla. Konstrukce letadla podle tohoto technického řešení je uvažována jako pro vrtulník, což umožňuje mít velmi štíhlé křídlo s minimálním odporem pro návrhový režim letu.The elimination of classic take-off and landing as an airplane fundamentally reduces the requirements for the wing and its necessary higher surface load and its area to achieve the requirements of a relatively low landing and falling speed of the aircraft. The design of the aircraft according to this technical solution is considered as for a helicopter, which makes it possible to have a very slender wing with minimal drag for the design flight mode.

Konstrukce letadla podle tohoto technického řešení využívá vyšší tuhosti draku křídla ve směru střední aerodynamické tětivy, kde v tomto směruje umístěna podélná osa vnitřní gondoly, přičemž sestava vnitřní gondoly je hmotově dominantním celkem sestavy letadla. Z toho důvodu je vnitřní gondola použita pro zástavbu hlavního podvozku na jejím konci. Tento konstrukční princip zásadně snižuje celkové požadavky na pevnostní návrh letadla. Zatížení od přistávacího rázu je zavedeno do letadla přes křídlo, kritický pro návrh je pak uzel propojení křídlo-trup. Trup však představuje v tomto řetězci sil a setrvačných sil méně než polovinu vzletové hmotnosti letadla a k zachycení zbývající nižší energie z přistávacího rázu je nainstalován pomocný ostruhový a pomocný příďový podvozek.The construction of the aircraft according to this technical solution uses higher stiffness of the wing airfoil in the direction of the central aerodynamic chord, where the longitudinal axis of the internal nacelle is located in this direction, while the assembly of the internal nacelle is the mass-dominant whole of the aircraft assembly. For that reason, the inner nacelle is used to build the main landing gear at its end. This design principle fundamentally reduces the overall strength design requirements of the aircraft. The load from the landing shock is introduced into the aircraft through the wing, and the wing-fuselage junction is critical for the design. However, the fuselage represents less than half of the aircraft's takeoff weight in this chain of forces and inertial forces, and auxiliary spur and auxiliary nose landing gear are installed to capture the remaining lower energy from landing shock.

Objasnění výkresůClarification of drawings

Obr. 1 zobrazuje axonometrický pohled na letadlo typu eVTOL s překlopným křídlem v poloze pro vertikální vzlet.Giant. 1 shows an axonometric view of a flap-wing eVTOL aircraft in a vertical take-off position.

Obr. 2 zobrazuje axonometrický pohled na letadlo typu eVTOL s překlopným křídlem v poloze pro horizontální let.Giant. 2 shows an axonometric view of a folding wing eVTOL aircraft in a horizontal flight position.

Obr. 3 zobrazuje konstrukci gondoly a vnitřní uspořádání jejích komponent.Giant. 3 shows the construction of the nacelle and the internal arrangement of its components.

Příklady uskutečnění technického řešeníExamples of implementing a technical solution

Letadlo typu eVTOL sestává z trupu 1 opatřeného překlopným křídlem 2 nesoucím dvě vnější gondoly 3 a dvě vnitřní gondoly 4. Křídlo 2 má rozpětí 11,8 m, se štíhlostí 14,53 a plochou 9,583 m². Křídlo 2 má negativní šíp, přičemž část mezi trupem 1 a vnitřní gondolou 4 svírá s kolmicí k trupu 1 úhel -0,59° a část mezi vnitřní gondolou 4 a vnější gondolou 3 svírá s kolmicí k trupu 1 úhel -4,11° při 25% střední aerodynamické tětivě. Sestava vystrojeného křídla 2 váží 1563 kg, což představuje 54 % hmotnosti celého letadla, a sestava vystrojeného trupu 1 včetně ocasních ploch, příďového pomocného podvozku 11 a ostruhového pomocného podvozku 12 váží 1333 kg, což představuje 46 % hmotnosti celého letadla. Překlápění křídla 2 pro změnu z fáze vis do fáze let je zajištěno spojením křídla 2 s trupem 1 prostřednictvím otočného závěsu a elektrohydraulickým aktuátorem. Vnitřní gondoly 4 i vnější gondoly 3 jsou pevnou součástí konstrukce křídla 2 a jsou umístěny vzájemně rovnoběžně, přičemž jejich podélná osa je umístěna rovnoběžně se směrem střední aerodynamické tětivy křídla 2. Obě vnitřní gondoly 4 opatřené vrtulí 41 jsou tvořeny kompozitovou poloskořepinou, která je uvnitř rozdělena přepážkami 42 na jednotlivé zástavbové zóny v podobě motorového prostoru 431, prostoru 432 motorových instalací, prostorů 433 baterií a prostoru 434 podvozku. V motorovém prostoru 431 je instalována sestava pohonné elektrické jednotky obsahující mimo jiné náhon stavění vrtule, elektromotor s převodovkou a chladicí systém. V prostoru 432 motorových instalací je umístěna část distribučního elektrického systému v podobě sběrnice, jistících prvků a kabeláže. V prostorech 433 baterií je umístěna sestava čtyř baterií Li-Pol akumulátorů. V prostoru 434 podvozku, je instalována noha hlavního podvozku 44, opatřená odpružením, kolem včetně integrované elektrické brzdy a integrovaným elektrickým servopohonem pro pohyb letadla v prostoruThe eVTOL type aircraft consists of a fuselage 1 equipped with a folding wing 2 carrying two outer nacelles 3 and two inner nacelles 4. Wing 2 has a span of 11.8 m, with a taper of 14.53 and an area of 9.583 m ² . Wing 2 has a negative sweep, with the part between the fuselage 1 and the inner nacelle 4 forming an angle of -0.59° with the perpendicular to the fuselage 1 and the part between the inner nacelle 4 and the outer nacelle 3 forming an angle of -4.11° with the perpendicular to the fuselage 1 at 25% of the middle aerodynamic chord. The rigged wing assembly 2 weighs 1563 kg, which is 54% of the weight of the entire aircraft, and the rigged fuselage assembly 1, including the tail surfaces, nose landing gear 11 and spur landing gear 12, weighs 1333 kg, which is 46% of the weight of the entire aircraft. Flipping of the wing 2 to change from the hover phase to the flight phase is ensured by connecting the wing 2 to the fuselage 1 by means of a rotary hinge and an electro-hydraulic actuator. The inner nacelles 4 and the outer nacelles 3 are a fixed part of the structure of the wing 2 and are placed parallel to each other, while their longitudinal axis is placed parallel to the direction of the central aerodynamic chord of the wing 2. Both inner nacelles 4 equipped with a propeller 41 are formed by a composite half-shell, which is divided inside partitions 42 for individual installation zones in the form of engine compartment 431, engine installation compartment 432, battery compartment 433 and chassis compartment 434. In the engine compartment 431 is installed an assembly of the drive electric unit containing, among other things, the drive of the propeller, an electric motor with a gearbox and a cooling system. A part of the electrical distribution system in the form of a bus, safety elements and cabling is located in the area of 432 motor installations. A set of four Li-Pol accumulators is located in the 433 battery compartment. In the space 434 of the landing gear, the leg of the main landing gear 44 is installed, equipped with a suspension, a wheel including an integrated electric brake and an integrated electric servo drive for the movement of the aircraft in the space

-3 CZ 36702 UI vertiportu a zatáčení ve verzi UAM. Obě vnější gondoly 3 opatřené vrtulí 31 jsou tvořeny kompozitovou poloskořepinou, která je uvnitř rozdělena přepážkou 32 na jednotlivé zástavbové zóny v podobě motorového prostoru 331 a prostoru 332 motorových instalací. V motorovém prostoru 331 je instalována sestava pohonné elektrické jednotky obsahující mimo jiné náhon 5 stavění vrtule, elektromotor s převodovkou a chladicí systém. V prostoru 332 motorových instalací je umístěna část distribučního elektrického systému v podobě sběrnice, jistících prvků a kabeláže.-3 CZ 36702 UI vertiport and turning in the UAM version. Both outer nacelles 3 equipped with a propeller 31 are formed by a composite half-shell, which is internally divided by a partition 32 into individual installation zones in the form of an engine compartment 331 and a compartment 332 for engine installations. In the engine compartment 331, an assembly of the drive electric unit containing, among other things, the drive 5 of the propeller, an electric motor with a gearbox and a cooling system is installed. A part of the distribution electrical system in the form of a bus, safety elements and cabling is located in the area of 332 motor installations.

Průmyslová využitelnostIndustrial applicability

Letadlo s kolmým vzletem a přistáním opatřené překlopným křídlem je průmyslově využitelné jako osobní či nákladní dopravní prostředek v sektoru letecké dopravy či armádním sektoru.An aircraft with a vertical take-off and landing equipped with a folding wing can be used industrially as a means of passenger or cargo transport in the air transport sector or the military sector.

Claims

PROTECTION CLAIMS

1. An aircraft with vertical take-off and landing, with a folding wing (2) carrying at least two nacelles (3, 4) with the installation of a propulsion propulsion system, characterized in that the wing (2) is made 5 as one-piece and continuous with the fact that at least two nacelles (4) are supporting structures carrying the main landing gear (44) of the aircraft for introducing the landing shock to the aircraft via the wing (2), while the fuselage (1) is provided only with auxiliary landing gear (11, 12).

2. An aircraft according to claim 1, characterized in that the propulsion propulsion system includes an electric motor and accumulator batteries, the accumulator batteries being located in nacelles (4), which are supporting structures carrying the main landing gear (44) of the aircraft.

3. An aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the wing assembly (2) constitutes more than half of the weight of the entire aircraft.

4. Aircraft according to claim 3, characterized in that the wing assembly (2) constitutes 52 to 58% of the weight of the entire aircraft.