PL228492B1

PL228492B1 - Shortened process off and landing aircraft, especially the gyroplane

Info

Publication number: PL228492B1
Application number: PL407868A
Authority: PL
Inventors: Mirosław Wendeker; Zbigniew Czyż; Konrad Pietrykowski
Original assignee: Lubelska Polt
Priority date: 2014-04-11
Filing date: 2014-04-11
Publication date: 2018-04-30
Also published as: PL407868A1

Description

(12)OPIS PATENTOWY ₍i₉₎PL ₍n)228492 (13) B1 (51) Int.CI.(12) PATENT DESCRIPTION ₍ i ₉₎ PL ₍ n) 228 492 (13) B1 (51) Int.CI.

(21) Numer zgłoszenia: 407868 _{B64C 27/Q2 (200601)} (21) Filing number: 407868 _{B64C 27 / Q2 (200601)}

B64C 27/22 (2006.01) B64C 29/00 (2006.01) (22) Data zgłoszenia: 11.04.2014 ^{B64C 39/00} (2006.01) (54) Sposób skróconego startu i lądowania statku powietrznego, zwłaszcza wiatrakowca (73) Uprawniony z patentu:B64C 27/22 (2006.01) B64C 29/00 (2006.01) (22) Date of application: ^{04/11/2014 B64C 39/00} (2006.01) (54) Method of shortened take-off and landing of an aircraft, especially a gyroplane (73).

POLITECHNIKA LUBELSKA, Lublin, PL (43) Zgłoszenie ogłoszono:POLITECHNIKA LUBELSKA, Lublin, PL (43) Application was announced:

22.12.2014 BUP 26/14 (45) O udzieleniu patentu ogłoszono:22.12.2014 BUP 26/14 (45) The following was announced about the grant of the patent:

30.04.2018 WUP 04/18 (72) Twórca(y) wynalazku:30/04/2018 WUP 04/18 (72) Inventor (s):

MIROSŁAW WENDEKER, Lublin, PL ZBIGNIEW CZYŻ, Grabina, PL KONRAD PIETRYKOWSKI, Kaplonosy, PL (74) Pełnomocnik:MIROSŁAW WENDEKER, Lublin, PL ZBIGNIEW CZYŻ, Grabina, PL KONRAD PIETRYKOWSKI, Kaplonosy, PL (74) Plenipotentiary:

rzecz, pat. Tomasz Milczekthing, pat. Tomasz Milczek

CM σ>CM σ>

'st'st

COWHAT

CMCM

Ω.Ω.

PL 228 492 B1PL 228 492 B1

Opis wynalazkuDescription of the invention

Przedmiotem wynalazku jest sposób skróconego startu i lądowania statku powietrznego, zwłaszcza wiatrakowca.The subject of the invention is a method for shortened take-off and landing of an aircraft, especially a gyroplane.

Dotychczas znane są sposoby skracania długości startu i lądowania statku powietrznego, które opierają się na wytwarzaniu siły nośnej dzięki ruchowi obrotowemu wirnika lub wirników napędzanych przez jeden bądź kilka silników, śmigieł lub wentylatorów, wykorzystując nawet siłę wyporu.Hitherto known methods for shortening the take-off and landing distance of an aircraft are known which rely on the generation of lift by the rotation of a rotor or rotors driven by one or more motors, propellers or fans, even by using the buoyancy force.

Z książki K. Szabelskiego i inni: „Wstęp do konstrukcji śmigłowców”, W.K.Ł., Warszawa 2005, znane jest to, że w śmigłowcach wirnik zbudowany jest z odpowiednio profilowanych łopat osadzonych w głowicy. Przy pomocy dźwigni skoku ogólnego i mocy silnika napędowego pilot zmienia kąt natarcia wszystkich łopat jednocześnie. Ruch tej dźwigni jest sprzężony z układem regulacji mocy silnika.It is known from the book by K. Szabelski et al: "Introduction to the construction of helicopters", W.K.Ł., Warsaw 2005, that in helicopters the rotor is made of appropriately profiled blades embedded in the head. The pilot changes the angle of attack of all the blades simultaneously with the use of the general stroke lever and the power of the propeller motor. The movement of this lever is coupled with the engine power control system.

Układ ten odpowiedzialny jest za utrzymywanie prędkości obrotowej wirnika w wymaganym zakresie poprzez regulacje mocy w zależności od kąta natarcia wszystkich łopat. Zwiększając kąt natarcia łopat dla ograniczonego zakresu zwiększa się siłę ciągu, powodując tym samym pionowe wznoszenie. Głowica śmigłowcowa umożliwia okresową, zależną od położenia łopaty względem śmigłowca, zmianę kąta natarcia łopat - sterowanie okresowe - i nachylenie wirnika. Pozwala to na poruszanie się śmigłowca w dowolnym kierunku „przód-tył” oraz „prawo-lewo” ruchem postępowym - bez wykonywania obrotu względem osi wirnika głównego. Pilot wykonuje ten manewr poprzez odpowiednie wychylenie drążka sterowniczego. Dzięki temu po uzyskaniu odpowiedniej wysokości przechodzi się do lotu poziomego. A od chwili oderwania się od podłoża można pod dowolnym kątem przeprowadzić etap startu.This system is responsible for maintaining the rotor speed in the required range by adjusting the power depending on the angle of attack of all blades. By increasing the pitch angle of the blades for a limited range, the thrust increases, thereby causing a vertical climb. The helicopter head enables periodic, depending on the position of the blade in relation to the helicopter, change of the blade approach angle - periodic control - and the rotor inclination. This allows the helicopter to move in any "forward-backward" and "right-left" direction in a translational motion - without making a rotation in relation to the main rotor axis. The pilot performs this maneuver by deflecting the joystick. Thanks to this, after obtaining the appropriate height, you switch to horizontal flight. And from the moment you detach from the ground, you can perform the take-off stage at any angle.

Z publikacji M. Delega: „Głowica wiatrakowca il-28 umożliwiająca pionowy start”, Prace Instytutu Lotnictwa nr 202, Warszawa 2009, s. 18-23 znany jest sposób na skrócenie startu. Podobnie jak w śmigłowcach opiera się on na zmianie ustawienia kąta natarcia łopat wirnika. Zazwyczaj głowica przed startem ma łopaty wirnika ustawione pod takim kątem, który wytwarza najmniejszą siłę oporów aerodynamicznych i zerową siłę nośną. Jest to położenie ujemne równe około -1,5°. W takim przypadku potrzebna jest najmniejsza moc do rozkręcenia wirnika. Po rozkręceniu wirnika do odpowiedniej prędkości obrotowej odłącza się napęd od silnika. W tym momencie zaczyna działać sprzęgło jednokierunkowe a wał, który wcześniej napędzał wirnik, przestaje się poruszać ruchem obrotowym. Następnie łopaty na których pojawia się siła nośna przestawia się, co powoduje uniesienie się wiatrakowca. Jednocześnie przy pracującym śmigle ciągnącym bądź pchającym, wiatrakowiec zaczyna przemieszczać się do przodu. Głowica wiatrakowca o zmiennym skoku łopaty jest konstrukcyjnie prostsza od głowicy śmigłowcowej, ale jej masa jest większa od masy typowej głowicy wiatrakowca.From the publication of M. Deleg: "The head of the gyroplane il-28 enabling vertical take-off", Work of the Institute of Aviation No. 202, Warsaw 2009, pp. 18-23, a method of shortening the take-off is known. As in helicopters, it is based on changing the angle of attack of the rotor blades. Typically, the warhead before take-off has the rotor blades set at such an angle that produces the lowest aerodynamic drag force and zero lift. This is a negative position of approximately -1.5 °. In this case, the least amount of power is needed to unscrew the rotor. After unscrewing the rotor to the appropriate rotational speed, the drive is disconnected from the engine. At this point, the one-way clutch starts to work and the shaft, which previously drove the rotor, stops rotating. Then the blades on which the lifting force appears shifts, which causes the gyroplane to rise. At the same time, with the pulling or pushing propeller working, the gyroplane begins to move forward. The variable pitch gyroplane head is structurally simpler than the helicopter head, but its mass is greater than the mass of a typical gyroplane head.

Z amerykańskiego opisu patentowego nr 8573528B2 znany jest wiatrakowiec, który posiada wirnik z głowicą wyposażoną w piastę skrętną i popychacze umożliwiające sterowanie skokiem ogólnym w celu wykonania pionowego startu i lądowania. W celu równomiernego rozłożenia obciążeń od momentów skręcających piastę na głowicy wirnika podczas jego wstępnego rozkręcania stosuje się konstrukcje z płyt kompozytowych. W celu zmniejszenia drgań na drążku sterowniczym powierzchnie wahliwe elementów mocujących połączone są z piastą skrętną pod kątem nie większym niż 40° - w odniesieniu do wzdłużnej osi skrętnej piasty łopat wirnika. Kontrola siły ciągu podczas lotu odbywa się poprzez popychacze połączone ze śmigłem z regulowaną piastą skrętną wykonywaną z materiałów kompozytowych. Śmigła o zmiennym skoku mogą być stosowane w dowolnych konfiguracjach układów ciągnących bądź pchających dla różnych kategorii statków powietrznych. Według wynalazku start polega na ustawieniu łopat w położeniu neutralnym celem zmniejszenia oporów rozruchu wirnika. Poprzez zmianę kąta natarcia łopat uzyskuje się siłę nośną i oderwanie od podłoża. Następnie poprzez ustawienie łopat śmigła pchającego lub ciągnącego nadaje się ruch postępowy.From the US patent specification No. 8573528B2 a gyroplane is known, which has a rotor with a head equipped with a torsion hub and pushers enabling the control of the overall pitch for vertical take-off and landing. In order to evenly distribute the hub torque loads on the rotor head during its initial unscrewing, structures made of composite plates are used. In order to reduce vibrations on the steering rod, the pivoting surfaces of the fastening elements are connected to the torsion hub at an angle not greater than 40 ° - in relation to the longitudinal torsional axis of the rotor blade hub. The thrust during flight is controlled by pushers connected to the propeller with an adjustable torsion hub made of composite materials. Variable pitch propellers can be used in any configuration of the pulling or pushing systems for different categories of aircraft. According to the invention, the start consists in setting the blades in the neutral position in order to reduce the rotor starting resistance. By changing the angle of attack of the blades, lift and detachment from the ground are obtained. Then, by adjusting the blades of the pushing or pulling propeller, a translational movement is made.

Z amerykańskiego opisu patentowego nr 6892980 znany jest sposób pionowego startu i lądowania, w którym statek powietrzny posiada silniki turbowentylatorowe, stosowane powszechnie do lotu. W rozwiązaniu tym wektory siły ciągu mogą być ustawiane w dowolnym kierunku poprzez dwuosiowe zamocowanie silników napędowych. Takie zamocowanie pozwala na obrót jednostek napędowych jednocześnie poprzez wykonanie pochylenia i przechylenia. Silniki turbowentylatorowe montowane są z obu stron, zarówno w części przedniej jak i tylnej. Statki powietrzne z taką konstrukcją mogą unosić się przechylając silniki wentylatorowe o dwóch osiach obrotu, jednak nie wykorzystują podczas lotu poziomego wirnika działającego autorotacyjnie.US Patent No. 6,892,980 discloses a vertical take-off and landing method in which the aircraft has turbofan engines commonly used for flight. In this solution, the thrust vectors can be set in any direction by biaxial mounting of the drive motors. Such an attachment allows the drive units to rotate simultaneously by performing a tilt and roll. Turbofan engines are mounted on both sides, both at the front and rear. Aircraft with this design can float by tilting the fan motors with two axes of rotation, but do not use a horizontal rotor auto-rotating during flight.

Z amerykańskiego opisu patentowego nr 7857253 znany jest statek powietrzny posiadający otunelowane wentylatory bądź odkryte rozmieszczone na kadłubie. Wentylatory umieszczone są w różnych konfiguracjach względem osi podłużnej i poprzecznej kadłuba. Wentylatory wytwarzające siłę ciąguFrom the US patent description No. 7857253 an aircraft is known with tunneled fans or exposed fans arranged on the fuselage. The fans are placed in various configurations with respect to the longitudinal and transverse axis of the fuselage. Thrust-generating fans

PL 228 492 B1 umożliwiają pionowy start i lot poziomy poprzez pochylenie całego statku powietrznego. Pochylane mogę być również tylko zespoły wytwarzające siłę ciągu. W przypadku nieruchomych wentylatorów o pionowym działaniu dodatkowo układ napędowy wyposażony jest w zespoły o poziomym działaniu zapewniające ruch postępowy. Z opisu patentowego wynika, że statek powietrzny może pracować również jako poduszkowiec.PL 228 492 B1 enable vertical take-off and level flight by tilting the entire aircraft. Only thrust generating units can also be tilted. In the case of stationary fans with vertical action, the drive system is additionally equipped with units with horizontal action ensuring translational movement. The patent specification shows that the aircraft can also work as a hovercraft.

Z europejskiego opisu patentowego nr 1209076A2 znany jest sposób pionowego startu i lądowania wynikający z hybrydowego statku powietrznego pionowego startu i lądowania VTOL z języka angielskiego Vertical Take Off and Landing z możliwością wykonywania skróconego startu STOL z angielskiego Short Take-Off and Landing. Wynalazek składają się z kadłuba i czterech sekcji bocznych. Sekcje wytwarzające siłę ciągu zamontowane są przegubowo na ruchomych osiach połączonych ze skrzydłami. Skrzydła te wraz z rotorami mogą zmieniać położenie z poziomego na pionowy. Duża objętość konstrukcji kadłuba wykonanego z konstrukcji ramowej pokryta jest płytami kompozytowymi o różnej krzywiźnie które są gazoszczelne i odporne na ścieranie. Do napędu mogą być stosowane silniki elektryczne jak i spalinowe. Ciepło odprowadzane z silników służy do podgrzewania gazu znajdującego się wewnątrz objętości konstrukcji statku. Podgrzane powietrze wytwarza siłę wyporu, która umożliwia pionowy start.The European patent specification No. 1209076A2 describes the method of vertical take-off and landing resulting from the hybrid VTOL vertical take-off and landing aircraft from the English language Vertical Take Off and Landing with the possibility of performing a short take-off and landing STOL from the English language. The invention consists of a fuselage and four side sections. The thrust-generating sections are articulated on movable axles connected to the wings. These wings, together with the rotors, can change position from horizontal to vertical. The large volume of the hull structure made of a frame structure is covered with composite plates of different curvature, which are gas-tight and abrasion-resistant. Electric and internal combustion engines can be used for the drive. The heat dissipated from the engines is used to heat the gas inside the volume of the ship's structure. Heated air creates a buoyant force that allows a vertical take-off.

Istotą sposobu skróconego startu i lądowania statku powietrznego, zwłaszcza wiatrakowca jest to, że uruchamia się zespoły wytwarzające siłę ciągu i jednocześnie ustawia się niezależnie kąty α pomiędzy osiami zespołów wytwarzających siłę ciągu a podłożem od 0° do 360° w płaszczyźnie podłużnej i kąty β pomiędzy osiami zespołów wytwarzających siłę ciągu a podłożem od 0° do 360° w płaszczyźnie poprzecznej, po czym zwiększa się prędkość obrotową zespołów wytwarzających siłę ciągu i wznosi się statek powietrzny, następnie uruchamia się zespół napędowy o poziomym działaniu siły ciągu jednocześnie z uruchomieniem zespołu napędowego o poziomym działaniu siły ciągu rozkręca się wirnik nośny przy pomocy podzespołu rozruchowego połączonego z zespołem napędowym o poziomym działaniu siły ciągu. Wirnik nośny po osiągnięciu wymaganej prędkości obrotowej odłącza się od podzespołu rozruchowego i napędza się autorotacyjnie. Po uruchomieniu zespołu napędowego o poziomym działaniu siły ciągu wirnik nośny rozkręca się autorotacyjnie. Podczas lądowania uruchamia się zespoły wytwarzające siłę ciągu i jednocześnie ustawia się niezależnie kąty α pomiędzy osiami zespołów wytwarzających siłę ciągu a podłożem od 0° do 360°, po czym reguluje się prędkość obrotową zespołów wytwarzających siłę ciągu i obniża się statek powietrzny, następnie zmniejsza się siłę ciągu zespołu napędowego o poziomym działaniu siły ciągu lub całkowicie się go wyłącza.The essence of the shortened take-off and landing method of an aircraft, especially a gyrocopter, is that the thrust generating units are activated and at the same time the α angles between the axes of the thrust generating units and the ground are independently set from 0 ° to 360 ° in the longitudinal plane and the β angles between the axes the thrust generating units and the ground from 0 ° to 360 ° in the transverse plane, after which the rotational speed of the thrust generating units is increased and the aircraft rises, then the horizontal thrust power unit is activated simultaneously with the horizontal power unit activation thrust, the main rotor is unscrewed by means of a starting component connected to a drive unit with horizontal thrust force. After reaching the required rotational speed, the rotor disengages from the starting subassembly and is driven by autorotation. After activating the drive unit with horizontal thrust, the rotor spins auto-rotating. During landing, the thrust generating units are activated and at the same time the angles α between the axes of the thrust generating units and the ground are independently adjusted from 0 ° to 360 °, after which the rotational speed of the thrust generating units is adjusted and the aircraft lowered, then the force is reduced powerplant thrust with horizontal thrust or shut off completely.

Korzystnym skutkiem sposobu według wynalazku jest to, że umożliwia on skrócenie startu i lądowania statku powietrznego, zwłaszcza wiatrakowca. Sposób ten pozwala na pionowe wystartowanie bądź wystartowanie pod dowolnym kątem od podłoża, co w przypadku znanych wiatrakowców jest niemożliwe. Zaletą jest ułatwiona precyzja lądowania na dość krótkim odcinku czy nawet pionowe lądowanie. Start i lądowanie statku powietrznego przy użyciu wynalazku są bezpieczne. Dodatkowe zespoły wytwarzające siłę ciągu zapewniają stateczność we wszystkich fazach lotu.A preferred effect of the method according to the invention is that it makes it possible to shorten the take-off and landing of an aircraft, especially a gyroplane. This method allows for vertical take-off or take-off at any angle from the ground, which is impossible in the case of known gyroplanes. The advantage is the easier landing precision over a fairly short distance or even vertical landing. Aircraft take-off and landing using the invention are safe. Additional thrust generating units ensure stability in all phases of flight.

Sposób skróconego startu i lądowania statku powietrznego, zwłaszcza wiatrakowca może być stosowany w pasażerskim transporcie lotniczym. Użytkowanie statku powietrznego według sposobu pozwala wykonywać loty krótko- albo długodystansowe z punktów nie mających rozwiniętej infrastruktury lotniczej. Start nie wymaga pasa startowego i można wykorzystać go w statkach powietrznych specjalistycznego użytku, do miejsc trudno dostępnych.The method of shortened take-off and landing of an aircraft, especially a gyroplane, can be used in passenger air transport. The operation of the aircraft according to the method allows for short- or long-haul flights to be made from points with no developed aviation infrastructure. The take-off does not require a runway and can be used in aircraft of specialized use, in places that are difficult to access.

Przedmiot według wynalazku został bliżej objaśniony w przykładzie wykonania na rysunku, na którym fig. 1 - przedstawia widok z boku w wersji ze śmigłem pchającym, fig. 2 - rzut izometryczny statku powietrznego, fig. 3 - rzut z boku w wersji ze śmigłem ciągnącym, fig. 4 - rzut z przodu statku powietrznego.The subject of the invention is explained in more detail in the embodiment in the drawing, in which fig. 1 - shows a side view in the version with a pushing propeller, fig. 2 - isometric view of the aircraft, fig. 3 - side view in the version with a pulling propeller, Figure 4 is a front view of the aircraft.

Sposób skróconego startu i lądowania statku powietrznego, zwłaszcza wiatrakowca polega na tym, że podczas startu uruchamia się zespoły 6 wytwarzające siłę ciągu. Następnie ustawia się niezależnie kąty α pomiędzy osiami 1 zespołów 6 wytwarzających siłę ciągu a podłożem 3 od 0° do 360° w płaszczyźnie podłużnej. Dodatkowo ustawia się kąty β pomiędzy osiami 1 zespołów 6 wytwarzających siłę ciągu a podłożem 3 od 0° do 360° w płaszczyźnie poprzecznej. Ustawienie kątów α i β zespołów 6 wytwarzających siłę ciągu determinuje sposób startu i kierunek lotu. Po ustawieniu kątów α i β zwiększa się prędkość obrotową zespołów 6 wytwarzających siłę ciągu co w konsekwencji powoduje unoszenie statku powietrznego. W przypadku pionowego startu po osiągnięciu wymaganej wysokości uruchamia się zespół 2 napędowy o poziomym działaniu siły ciągu. Powala to na przejście do ruchu postępowegoThe method of shortened take-off and landing of an aircraft, especially a gyroplane, consists in activating the units 6 generating the thrust during take-off. Then, the angles α between the axes 1 of the thrust generating units 6 and the ground 3 are independently set from 0 ° to 360 ° in the longitudinal plane. Additionally, the angles β between the axes 1 of the thrust generating units 6 and the ground 3 are set from 0 ° to 360 ° in the transverse plane. The setting of the angles α and β of the thrust-producing units 6 determines the take-off method and the direction of flight. After setting the angles α and β, the rotational speed of the thrust generating units 6 increases, which consequently causes the aircraft to rise. In the case of vertical take-off, after reaching the required height, the power unit with horizontal thrust is started. This allows for a transition to a forward movement

PL 228 492 B1 i lot poziomy. Uruchamiając zespół 2 napędowy o poziomym działaniu siły ciągu oraz włączając podzespół 5 rozruchowy połączony z zespołem 2 napędowym o poziomym działaniu siły ciągu można rozkręcić wstępnie wirnik 4 nośny. W tym przypadku wirnik 4 nośny po osiągnięciu wymaganej prędkości obrotowej odłącza się od podzespołu 5 rozruchowego i wtedy napędza się autorotacyjnie. Oprócz wstępnego rozkręcenia wirnika 4 nośnego poprzez podzespół 5 rozruchowy można także rozkręcić go tylko na zasadzie autorotacji - nie korzysta się z podzespołu 5 rozruchowego. W celu rozkręcenia wirnika 4 nośnego wprowadza się statek powietrzny w ruch względem powietrza z wymaganą prędkością. Podczas lądowania uruchamia się zespoły 6 wytwarzające siłę ciągu i jednocześnie ustawia się niezależnie kąty α i β pomiędzy osiami 1 zespołów 6 wytwarzających siłę ciągu, a podłożem 3 od 0° do 360°. Następnie zmniejsza się prędkość obrotową zespołów 6 wytwarzających siłę ciągu i obniża się statek powietrzny. W celu zmniejszenia prędkości ruch postępowego statku powietrznego zmniejsza się siłę ciągu zespołu 2 napędowego o poziomym działaniu siły ciągu lub całkowicie się go wyłącza.PL 228 492 B1 and level flight. By actuating the drive unit 2 with horizontal thrust and engaging the starting sub-assembly connected to the drive unit 2 with horizontal thrust, the support rotor 4 can be initially disassembled. In this case, the rotor 4, after reaching the required rotational speed, is disengaged from the starting subassembly and is then driven by autorotation. In addition to initial disassembly of the rotor 4 through the starting sub-assembly, it can also be disassembled only by autorotation - the starting sub-assembly is not used. In order to disassemble the rotor 4, the aircraft is moved against the air at the required speed. During landing, the thrust generating units 6 are activated and at the same time the angles α and β are independently adjusted between the axes 1 of the thrust generating units 6 and the ground 3 from 0 ° to 360 °. Thereafter, the rotational speed of the thrust generating units 6 is reduced and the aircraft is lowered. In order to reduce the speed of motion of the advancing aircraft, the thrust of the horizontal thrust power unit is either reduced or completely shut off.

Claims

Patent claims

A method of shortened take-off and landing of an aircraft, especially a gyrocopter, characterized in that the thrust generating units (6) are activated and at the same time the angles (α) between the axes (1) of the thrust generating units (6) and the ground ( 3) from 0 ° to 360 ° in the longitudinal plane and the angles (β) between the axes (1) of the thrust generating units (6) and the ground (3) from 0 ° to 360 ° in the transverse plane, after which the rotational speed of the units is increased (6) generating thrust and the aircraft rises, then the drive unit (2) with a horizontal thrust action is activated and simultaneously with the actuation of the drive unit (2) with a horizontal thrust, the rotor (4) is opened by means of the subassembly ( 5) starter connected to the drive unit (2) with horizontal thrust.

2. The method according to p. A method as claimed in claim 1, characterized in that the rotor (4), after reaching the required rotational speed, disengages from the start-up sub-assembly (5) and is driven by autorotation.

3. The method according to p. The rotor (4) as claimed in claim 1, characterized in that after actuation of the drive unit (2) with a horizontal thrust effect, the rotor (4) spins autorotatively.

4. The method according to p. 1. The method according to claim 1, characterized in that during landing, the thrust generating units (6) are activated and at the same time the angles (α) between the axes (1) of the thrust generating units (6) and the ground (3) are set independently from 0 ° to 360 °, whereafter the rotational speed of the thrust generating units (6) is regulated and the aircraft is lowered, then the thrust of the horizontal thrust drive unit (2) is reduced or switched off completely.