RO134043A2 - Sistem de propulsie şi aeronave cu decolare şi aterizare pe verticală - vtol - Google Patents

Abstract

Invenţia se referă la o aeronavă cu decolare şi aterizare pe verticală, care foloseşte fenomene aerodinamice de amplificare a tracţiunii, pentru a reduce raportul tracţiune/greutate. Aeronava conform invenţiei are un fuzelaj (2) sub forma unui cadru (3) care uneşte două sistem (4 şi 5) de propulsie, anterior şi, respectiv, posterior, de tipul biplanar, dispuse la extremităţile fuzelajului (2); sistemul (4) de propulsie anterior are două aripi (6 şi 7) anterioară şi, respectiv, posterioară, suprapuse paralel şi decalate între ele cu o anumită distanţă D; aripa (7) posterioară este fixată perpendicular pe cadru (3) în zona ei mediană, în aşa fel încât un unghi α, format cu orizontala în poziţia statică, să fie cuprins între 30° şi 80°; cele două aripi (6 şi 7) anterioară şi posterioară sunt solidarizate la capete prin intermediul a două limitatoare (8) de jet; sistemul (5) de propulsie posterior are două aripi (9 şi 10) anterioară şi posterioară, care sunt suprapuse paralel şi decalate între ele cu o anumită distanţă D; aripa (9) posterioară este fixată perpendicular pe cadru (3) în zona ei mediană, în aşa fel încât un unghi α să fie format cu orizontala în poziţia statică; cele două aripi (9 şi 10) anterioară şi posterioară sunt solidarizate la capete prin intermediul a două limitatoare (8) de jet, pe fiecare dintre aripile (7 şi 10) posterioare sunt montate la partea frontală un număr de motoare (11) electrice dispuse de preferinţă la distanţe egale unele de altele, fiecare motor (11) electric acţionând câte un rotor (12).

Description

Sistem de propulsie si aeronave cu decolare si aterizare pe verticala - VTOL

Prezenta invenție se refera la sistem de propulsie si aeronave cu decolare si aterizare pe verticala - VTOL ce folosesc fenomene aerodinamice de amplificare a tracțiunii pentru a reduce raportul tractiune/greutate.

Aeronavele care au capacitatea de decolare si de aterizare pe verticală (VTOL) combina avantajele elicopterelor, si anume decolarea si aterizarea pe un spațiu limitat sau pe terenuri greu accesibile, cu avantajele avioanelor convenționale, cum ar fi viteza de croazieră crescută si zborul orizontal cel mai eficient energetic. în ultimele decenii, s-au înregistrat progrese semnificative în domeniul aeronavelor cu decolare si aterizare pe verticală dar până în prezent un progres economic semnificativ nu a fost atins.

O mare parte a soluțiilor de aeronave VTOL utilizează sisteme de propulsie separate pentru zborul pe orizontala si pentru zborul pe verticala ceea ce complica construcția, creste greutatea aeronavei si prezintă un cost ridicat.

De asemenea majoritatea soluțiilor de aeronave VTOL utilizează propulsia electrica distriubuita (DEP) fara insa a folosi fenomene aerodinamice suplimentare pentru a reduce raportul tractiune/greutate care in majoritatea cazurilor este supraunitar (1.2 -1.4).

Este cunoscuta soluția descrisa in brevetul US9346542 pentru o aeronava individuala. Deși este o soluție simpla, prezintă dezavantajul unui raport tractiune/greutate supraunitar deoarece nu utilizează nici un dispozitiv suplimentar pentru amplificarea tracțiunii. Pe de alta parte, datorita faptului ca poziția pilotului in timpul decolării si aterizării este sprijinit pe spate si cu fata in sus, vizibilitatea este foarte proastra si confortul pilotului este sacrificat. Aceasta soluție nu este scalabila iar rotoarele nu sunt protejate fiind poziționate defectuos.

Este de asemenea cunoscuta soluția descrisa in brevetul US2018281943 la care se utilizează o cabina pivotanta. In acest caz raportul tractiune/greutate este de asemenea supraunitar, soluția fiind foarte complicata. De asemenea gabaritul aeronavei este mărit si rotoarele pot avea contact cu mediul exterior sau cu persoane la aterizare/decolare.

In consecința devine o necesitate realizarea unui sistem de propulsie foarte eficient, cu raport tractiune/greutate unitar sau subunitar, care sa fie utilizat atit pentru zborul pe verticala cit si pentru zborul pe orizontala, a cărui acționare sa fie foarte simpla si la care trecerea de la zborul vertical la cel orizontal si invers sa se faca rapid.

a 2018 00847

29/10/2018

Pe de alta parte exista necesitatea de a avea o configurație a unei aeronave care sa evite contactul pârtilor mobile, respectiv rotoarelor, cu mediul exterior sau cu persoane aflate la sol.

Prezenta invenție are ca obiectiv sa definească o noua arhitectura a unui sistem de propulsie si a unei aeronave cu decolare si aterizare pe verticala sau scurta care sa utilizeze un singur tip de sistem de propulsie atit pentru zborul pe orizontala cit si pentru cel pe verticala si care sa provoace sustentatia inclusiv in coditii statice.

Invenția înlătură dezavantajele aratate mai sus prin aceea ca intr-o prima varianta o aeronava utilizează, conform unui prim aspect al invenției, un fuzelaj sub forma unui cadru ce unește doua sisteme de propulsie, unul anterior si altul posterior, de tipul biplanar, situate la extremitățile fuzelajului. Fiecare sistem de propulsie biplanar utilizează doua aripi una anterioara si alta posterioara care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele cu o anumita distanta. Aripile anterioara si posterioara sunt fixate perpendicular pe cadru in zona lor mediana, in asa fel incit unghiul format cu orizontala in poziția statica sa fie cuprins de preferința intre 35° si 80°. Potrivit unui alt aspect al invenției pe fiecare aripa posterioara sunt montate la partea frontala un număr de motoare electrice, situate de preferința la distante egale unele de altele. Fiecare motor electric actioneaza un rotor, care poate avea pas fix sau variabil.

In conformitate cu următorul aspect al invenției pe cadru este fixat in zona mediana un scaun rotativ al unui pilot ce se poate roti pe un lagar.

In conformitate cu alt aspect al invenției pe cadru este fixat in zona mediana o cabina rotativa ce se poate roti pe un lagar central situat in zona centrului de greutate al cabinei.

In conformitate cu alt aspect al invenției scaunul rotativ sau cabina sunt rotite cu ajutorul unui actuator ce actioneaza prin intermediul unui pinion melcat cu un sector dintat solidar cu scaunul rotativ sau cu cabina. Actuatorul este comandat de un controler in baza informațiilor provenite de la un grup de senzori printre care un senzor de poziție a scaunului sau cabinei care percepe poziția in comparație cu fuzelajul, o platforma giroscopica ce percepe poziția scaunului sau cabinei in spațiu si un senzor de viteza ce indica viteza aeronavei pe orizontala. Controlerul este conectat cu o centrala electronica ce intervine asupra stabilitatatii aeronavei, controlului direcției si vitezei de deplasare.

In conformitate cu alt aspect al invenției in locul rotoarelor sunt utilizate un număr de ventilatoare intubate suspendate intre fiecare aripa anterioara si posterioara cu ajutorul unor suporți.

a 2018 00847

29/10/2018

In conformitate cu alt aspect al invenției cabina prezintă doua flotoare laterale si in acest caz aeronava este amfibie.

In conformitate cu alt aspect al invenției o metoda de a produce sustentatia pe verticala pentru fiecare sistem de propulsie biplanar consta in utilizarea aripii posterioare ca o aripa suflata atunci cind motoarele electrice actioneaza rotoarele. Concomitent rotoarele produc o depresiune importanta pe extradosul aripii anteriore care contribuie la amplificarea forței de tracțiune pe verticala.

In conformitate cu alt aspect al invenției o metoda de a controla trecerea de la zborul vertical la cel orizontal si invers se realizează prin variația vitezei de rotatie a rotorelor situate la partea din spate fata de rotoarele situate la partea din fata, ceea ce produce modificarea unghiului de tangaj al aeronavei.

In conformitate cu alt aspect al invenției o metoda de control a poziției scaunului rotativ sau cabinei se realizeza prin acționarea actuatorului ce menține scaunul rotativ si cabina in aceiași poziție indiferent de unghiul de tangaj al aeronavei.

Sistemul de propulsie biplanar prezintă un randament ridicat deoarece utilizează inclusiv depresiunea de pe extradosul aripii anterioare pentru a produce sustentatia chiar si in condiții statice. In consecința puterea maxima necesara decolării este diminuata comparativ cu soluțiile cunoscute. Schimbarea regimului de zbor se realizează cu ușurința prin schimbarea regimului de rotatie a rotoarelor. Aeronavele conform invenției pot sa decoleze si sa aterizeze pe diverse suprafețe, inclusiv de pe apa si pot sa zboare in apropierea solului sau apei, mărind randamentul propulsiei prin efect de sol. Avind o proiecție pe sol redusa aceste aeronave sunt bine adaptate pentru utilizarea in spatii restrinse, caracteristice de exemplu mediului urban. Aeronavele prezintă un nivel de redundanta ridicat si au un grad redus de periculozitate, rotoarele fiind protejate.

Se dau mai jos un număr de exemple de realizare a invenției in legătură cu figurile 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9,10,11,12,13 si 14 care reprezintă:

Fig. 1, o vedere izometrică a unei aeronave individuale avind doua sisteme de propulsie cu rotoare deschise in poziția de zbor vertical;

Fig. 2, o vedere de sus a aeronavei de la figura 1;

Fig. 3, o secțiune după axa A-A din figura 2;

Fig. 4, o vedere izometrică parțiala de dedesubt a cadrului aeronavei de la figura 1;

Fig. 5, o vedere izometrică a aeronavei de la figura 1 in poziția zborului de tranziție;

a 2018 00847

29/10/2018 îl

Fig. 6, o secțiune longitudinala prin aeronava de la figura 1 in poziția zborului orizontal;

Fig. 7, o vedere laterala parțiala a unei aeronave individuale cu ecran de protecție frontal; Fig. 8, o secțiune longitudinala printr-o aeronava individuala avind doua sisteme de propulsie cu ventilatore intubate;

Fig. 9, o vedere izometrica a unei aeronave cu cabina avind doua sisteme de propulsie cu rotoare deschise in poziția de zbor vertical;

Fig. 10,, o secțiune longitudinala mediana prin aeronava de la figura 9;

Fig. 11, o vedere izometrica a aeronavei de la figura 9 in poziția zborului pe orizontala; Fig. 12, o vedere izometrica a aeronavei de la figura 9 in poziția zborului de tranziție;

Fig. 13, un detaliu al mecanismului de acționare al scaunului/cabinei si sistemul lui de comanda;

Fig. 14, o vedere izometrica a unei aeronave amfibii cu cabina.

Intr-o prima varianta o aeronava 1, individuala, cu decolare si aterizare pe verticala utilizează un fuzelaj 2 sub forma unui cadru 3 ce unește doua sisteme de propulsie, 4 si 5 unul anterior altul posterior, de tipul biplanar, situate la extremitățile fuzelajului 2, ca in figurile 1, 2, 3, 4, 5 si 6. Sistemul de propulsie 4, anterior utilizează doua aripi una anterioara 6 si alta posterioara 7 care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele cu o anumita distanta D. Aripa posterioara 7 este fixata perpendicular pe cadrul 3 in zona ei mediana, in asa fel incit un unghi a format cu orizontala in poziția statica sa fie cuprins de preferința intre 35° si 80° (figura 3) . Aripa anterioara 6 si cea posterioara 7 sunt solidarizate la capete prin intermediul a doua limitatoare de jet 8. Sistemul de propulsie 5 posterior utilizează doua aripi una anterioara 9 si alta posterioara 10 care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele de preferința cu aceiași distanta D. Aripa anterioara 9 este fixata perpendicular pe cadrul 3 in zona ei mediana, in asa fel incit un unghi a sa fie format cu orizontala in poziția statica. Aripa anterioara 9 si cea posterioara 10 sunt solidarizate la capete prin intermediul a doua limitatoare de jet 8. Cele 4 limitatoare de jet 8 servesc ca sprijin in contactul cu solul pentru aeronava 1 in perioada staționarii, deci ca tren de aterizare. Pe fiecare aripa posterioara 7 si 10 sunt montate la partea frontala un număr de motoare electrice 11, situate de preferința la distante egale unele de altele. Fiecare motor electric 11 actioneaza un rotor 12, care poate avea pas fix sau variabil. De asemenea rotoarele 12 pot avea palete pliabile sau nu. In zona mediana, respectiv a centrului de greutate cadrul 3 prezintă o adincitura 13 sub forma unui segment cilindric care prezintă o suprafața cilindrica interioara 14 si o suprafața cilindrica exterioara 15. Pe suprafața cilindrica interioara 14 se poate roti un scaun 16, rotativ, care are o forma semi-cindrica pentru un pilot 17. Scaunul 16 si deci pilotul 17 sunt acționate in mișcare de rotatie de un sistem automat in funcție de regimul de zbor. Scaunul 16 prezintă doua a 2018 00847

29/10/2018

extensii 18, ca sprjin pentru picioarele pilotului 17, situate de o parte si de alta a cadrului 3 si o șa 19 pe care sta așezat pilotul 17. Intre cele doua extensii 18 este fixata o traversa 20 avind la interior o suprafața cilindrica 21 ce culiseaza pe suprafața cilindrica exterioara 15 a adinciturii 13 si menține in toate situațiile in siguranța scaunul 16 in adincitura 13 (figura 4). Pe scaunul 16 sunt montate doua juistikuri 22, ce servesc pentru comanda aeronavei 1. Sistemul de propulsie 4, anterior, utilizează o traversa 23 care protejează pilotul 17 in cazul dezintegrării accidentale a unui rotor 12. In funcționare pe perioada decolarii/aterizarii cadrul 3 se gaseste intr-o poziție orizontala si pilotul 17 intr-o poziție considerata ca fiind verticala (figura 1, 2 si 3). Motoarele electrice 11 sunt acționate, antrenind rotoarele 14. Interacțiunea dintre rotoarele 14 si aripile posterioare 7 si 10 este similara cu cea de la aripile suflate, producind o forța FI consiserata perpendiculara pe aripile 7 si 10 (figura 3). Pe de alta parte impulsul masei de aer vehiculate de rotorele 14 creeaza o forța F2 in lungul axei motorelor electrice 11 si îndreptată înclinat spre in sus. Concomitent rotoarele 14 creeaza o depresiune puternica pe fiecare aripa anterioara 6 si 9 care se concretizează prin apariția unei forte F3 perpendiculara pe aripile anterioare 6 si 9. forțele FI, F2 si F3 se compun si creeaza o forța de sustentatie totala Ft orientata in sus ceea ce produce ridicarea aeronavei 1 de pe sol in cazul decolării. Forța Ft este cu circa 30% mai mare decit forța F2 care este de obicei utilizata pentru a realiza sustentatia la aeronavele VTOL convenționale. După ce aeronava 1 se ridica la un anumita altitudine rotoarele 14 situate in spate sunt accelerate suplimentar fata de cele situate in fata ceea ce produce modificarea unghiului de tangaj al aeronavei 1, trecindu-se in faza de tranziție (figura 5). Concomitent poziția pilotului 17 este menținută ca in faza de decolare prinț rotirea scaunului 16. Modificarea unghiului de tangaj este continuata pina ce aripile anterioare 6 si 9 respectiv posterioare 7 si 10 ajung la unghi de incidența corespunzător zborului pe orizontala, concomitent cu modificarea corespunzătoare a poziției scaunului 16 care menține pilotul 17 ca in faza decolării (figura 6). Treptat aeronava 1 atinge viteza de croaziera si se ajunge la zborul stabilizat pe orizontala in care sustentatia produsa de aripile anterioare 6 si 9 respectiv posterioare 7 si 10 se produce in maniera convenționala. In timpul aterizării fazele descrise se inversează. Controlul direcției aeronavei 1 este de asemenea realizat prin variația vitezei de rotatie a diverselor roatoare 14.

Intr-o alta varianta aeronava 1 utilizează un ecran 30, transparent, de protecție împotriva vintului frontal pentru pilotul 17, ca in figura 7.

Intr-o alta varianta o aeronava 40 cu decolare si aterizare pe verticala utilizează doua sisteme de propulsie 41 si 42 unul anterior si altul posterior, de tipul biplanar, situate la extremitățile aeronavei 40, ca in figura 8. Sistemul de propulsie 41, anterior, utilizează doua aripi una anterioara 43 si alta posterioara 44 care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele cu o a 2018 00847

29/10/2018 anumita distanta D. Sistemul de propulsie 42, posterior utilizează doua aripi una anterioara 45 si alta posterioara 46 care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele de preferința cu aceiași distanta D. Intre aripile anterioara 43 si posterioara 44 sunt fixate cu ajutorul unor suporți 47 un număr de ventilatoare intubate 48. Intre aripile anterioara 45 si posterioara 46 sunt fixate cu ajutorul unor suporți 47 un număr de ventilatoare intubate 48. Ventilatoarele intubate 48 sunt astfel distanțate intre ele si fata de aripile anterioara 43 si posterioara 44, respectiv fata de aeripile anterioara 45 si posterioara 46 astfel incit jetul de aer produs in funcționare sa fie amplificat de un efect Venturi. Funcționarea aeronavei 40 este asemanatoare cu a celei de la primul exemplu.

Intr-o alta varianta de realizare o aeronava 60 cu decolare si aterizare pe verticala ce poate transporta mai multe persoane utilizează un fuzelaj 61 sub forma unui cadru 62 ce unește doua sisteme de propulsie 4 si 5, unul anterior si altul posterior, de tipul biplanar, situate la extremitățile fuzelajului 61, ca in figurile 9, 10, 11, 12 si 13. In zona mediana, respectiv a centrului de greutate cadrul 62 prezintă o adincitura 63 sub forma unui segment cilindric care prezintă o suprafața cilindrica interioara 64 si o suprafața cilindrica exterioara 65. Pe suprafața cilindrica interioara 64 se poate roti un arbore 66, rotativ, solidar cu o cabina 67, pentru pilot, pasageri si mărfuri. Arborele 66, rotativ, este fixat in zona median, respectiv a centrului de greutate al cabinei 67. Cabina 67 care prezintă o forma aerodinamica, aplatizata si este montata simetric fata de cadrul 62, acesta fiind poziționat in zona mediana. La partea din spate tot in zona mediana cabina 62 prezintă o decupare 68, ce o desparte in doua parti 69, decuparea 68 permititind evitarea contactului cu cadrul 62 in diverse faze de zbor. Cabina 62 este actionata in mișcare de rotatie de un sistem automat 70 in funcție de regimul de zbor. Intre cele doua parti 69 este fixata o traversa 71 avind la interior o suprafața cilindrica 72 ce culiseaza pe suprafața cilindrica exterioara 65 a adinciturii 63 si menține in toate situațiile in siguranța cabina 67 in contact cu adincitura 63. In timpul decolării si aterizării cabina 67 se afla intr-o poziție orizontala (figurile 9 si 10). Datorita sistemului automat 70 poziția cabinei 67 ramine constant orizontala atit in timpul tranziției (figura 11) cit si pe perioada zborului orizontal (figura 12). Sistemul automat 70 permite cabinei 67 sa fie rotite in raport cu cadrul 62 cu ajutorul unui actuator 73 ce actioneaza prin intermediul unui pinion melcat 74 un sector dintat 75 solidar cu arborele 66 respectiv cu cabina 67 (figura 13). Actuatorul 73 este comandat de un controler 76 in baza informațiilor provenite de la un grup de senzori printre care un senzor de poziție 77, al cabinei 67 care percepe poziția in comparație cu cadrul 62, o platforma giroscopica 78 ce percepe poziția cabinei 67 in spațiu si un senzor de viteza 79 ce indica viteza aeronavei 60 pe orizontala. Controlerul 76 este conectat cu o centrala a 2018 00847

29/10/2018 electronica 80 ce reglează concomitent stabilitatea aeronavei 60, controlului direcției si viteza de deplasare.

Un sistem automat similar pentru controlul poziției scaunului 16 poate fi utilizat de aeronava 1 de la primul exemplu de realizare.

Intr-o alta varianta o aeronava 90 cu decolare si aterizare pe verticala este de tipul amfibie ca in figura 14. In acest caz o cabina 91 prezintă doua flotoare laterale 92 situate simetric de o parte si de alta a cabinei 91, respectiv in partea ei inferioara. Flotoarele laterale 92 prezintă o forma aerodinamica alungită.

In toate cazurile prezentate, pentru un control mai precis al aeronavei, aripile pot sa conțină flapsuri si/sau eleroane comandate de mecanisme convenționale.

Claims (10)

1. Revendicări

   1.Sistem de propulsie pentru aeronave cu decolare si aterizare pe verticala caracterizat prin aceea ca un sistem de propulsie (4) de tipul biplan utilizează doua aripi una anterioara (6) si alta posterioara (7) care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele cu o anumita distanta D, aripa anterioara (6) si cea posterioara (7) fiind solidarizate la capete prin intermediul a doua (imitatoare de jet (8), si pe aripa posterioara (7) sunt montate la partea frontala un număr de motoare electrice (11), situate de preferința la distante egale unele de altele, si fiecare motor electric (11) actioneaza un rotor (12), care are pas variabil.
2. 2. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca o aeronava (1), individuala, cu decolare si aterizare pe verticala utilizează un fuzelaj (2) sub forma unui cadru (3) ce unește doua sisteme de propulsie (4) si (5), similare, unul anterior altul posterior situate la extremitățile fuzelajului (2), si aripa posterioara (7) este fixata perpendicular pe cadrul (3) in zona ei mediana, in asa fel incit un unghi a format cu orizontala in poziția statica sa fie cuprins de preferința intre 35° si 80°, si sistemul de propulsie (5) posterior utilizează doua aripi una anterioara (9) si alta posterioara (10) care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele de preferința cu aceiași distanta D, si a aripa anterioara (9) este fixata perpendicular pe cadrul (3) in zona ei mediana, in asa fel incit un unghi a sa fie format cu orizontala in poziția statica.
3. 3. Aeronava ca la revendicarea 2 caracterizata prin aceea ca in zona mediana, respectiv a centrului de greutate cadrul (3) prezintă o adincitura (13) sub forma unui segment cilindric care prezintă o suprafața cilindrica interioara (14) si o suprafața cilindrica exterioara (15), si pe suprafața cilindrica interioara (14) se poate roti un scaun (16), rotativ, care are o forma semi-cindrica si pe care este așezat un pilot (17), si scaunul (16) împreuna cu pilotul (17) sunt acționate in mișcare de rotatie de un sistem automat in funcție de regimul de zbor, in asa fel incit poziția inițiala consderata verticala a pilotului (17) sa fie menținută in toate regimurile, si scaunul (16) prezintă doua extensii (18), ca sprijin pentru picioarele pilotului (17), situate de o parte si de alta a cadrului (3) si o sa (19) pe care sta așezat pilotul (17), si intre cele doua extensii (18) este fixata o traversa (20) avind la interior o suprafața cilindrica (21) ce culiseaza pe suprafața cilindrica exterioara (15) a adinciturii (13) si menține in toate a 2018 00847

   29/10/2018 situațiile in siguranța scaunul (16) in adincitura (13), si pe scaunul (16) sunt montate doua juistikuri (22), ce servesc pentru comanda aeronavei (1).
4. 4. Aeronava ca la revendicarea 2 caracterizata prin aceea ca o aeronava (60) cu decolare si aterizare pe verticala ce poate transporta mai multe persoane utilizează un fuzelaj (61) sub forma unui cadru (62) ce unește doua sisteme de propulsie, unul anterior (4) si altul posterior (5), de tipul biplanar, situate la extremitățile fuzelajului (61), si in zona mediana, respectiv a centrului de greutate cadrul (62) prezintă o adincitura (63) sub forma unui segment cilindric care prezintă o suprafața cilindrica interioara (64) si o suprafața cilindrica exterioara (65), si pe suprafața cilindrica interioara (64) se poate roti un arbore (66), rotativ, solidar cu o cabina (67), pentru pilot, pasageri si mărfuri, si arborele (66), rotativ, este fixat in zona mediana, respectiv a centrului de greutate al cabinei (67), si cabina (67) prezintă o forma aerodinamica, aplatizata si este montata simetric fata de cadrul (62), acesta fiind poziționat in zona mediana, si la partea din spate in zona mediana cabina (62) prezintă o decupare (68), ce o desparte in doua parti (69), decuparea (68) permititind evitarea contactului cu cadrul (62) in diverse faze de zbor, cabina (62) este actionata in mișcare de rotatie de un sistem automat (70) in funcție de regimul de zbor, si intre cele doua parti (69) este fixata o traversa (71) avind la interior o suprafața cilindrica (72) ce culiseaza pe suprafața cilindrica exterioara (65) a adinciturii (63) si menține in toate situațiile in siguranța cabina (67) in contact cu adincitura (63), si in timpul decolării si aterizării cabina (67) se afla intr-o poziție orizontala, si datorita sistemului automat (70) poziția cabinei (67) ramine constant orizontala atit in timpul tranziției cit si pe perioada zborului orizontal.
5. 5. Aeronava ca la revendicarea 3 si 4 caracterizata prin aceea ca sistemul automat (70) comanda rotirea cabinei (67) in raport cu cadrul (62) cu ajutorul unui actuator (73) ce actioneaza prin intermediul unui pinion melcat (74) un sector dintat (75) solidar cu arborele (66) respectiv cu cabina (67).
6. 6. Aeronava ca la revendicarea 5 caracterizata prin aceea ca actuatorul (73) este comandat de un controler (76) in baza informațiilor provenite de la un grup de senzori printre care un senzor de poziție (77) al cabinei (67) care percepe poziția relativa a acesteia in comparație cu cadrul (62), o a 2018 00847

   29/10/2018 platforma giroscopica (78) ce percepe poziția cabinei (67) in spațiu si un senzor de viteza (79) ce transmite viteza aeronavei (60) pe orizontala, controlerul (76) fiind conectat cu o centrala electronica (80) ce reglează concomitent stabilitatea, direcția si viteza de deplasare a aeronavei (60).
7. 7. Metoda de funcționare caracterizata prin aceea ca in faza inițiala a decolării motoarele electrice (11) sunt acționate, antrenind rotoarele (14). si interacțiunea dintre rotoarele (14) si aripile posterioare (7) si (10) este corerspunzatoare cu cea de la aripile suflate, ceea ce produce o forța FI consiserata perpendiculara pe aripile (7) si (10), si impulsul masei de aer vehiculate de rotoarele (14) creeaza o forța F2 in lungul axei motorelor electrice (11) si îndreptată înclinat spre in sus, si concomitent rotoarele (14) creeaza o depresiune importanta pe fiecare aripa anterioara (6) si (9) care se concretizează prin apariția unei forte F3 perpendiculara pe aripile anterioare (6) si (9), si forțele FI, F2 si F3 se compun si creeaza o forța de sustentatie totala Ft orientata in sus ceea ce produce ridicarea aeronavei (1) de pe sol in perioada decolării, si după ce aeronava (1) se ridica la un anumita altitudine rotoarele (14) situate pe sistemul de propulsie (5), posterior, sunt accelerate suplimentar fata de cele situate pe sistemul de propulsie (4), anterior, ceea ce produce modificarea unghiului de tangaj al aeronavei (1), obtinindu-se faza de tranziție si concomitent poziția pilotului (17) este menținută ca in faza de decolare prinț rotirea scaunului (16), si modificarea unghiului de tangaj este continuata pina ce aripile anterioare (6) si (9) respectiv posterioare (7) si (10) ajung la unghi de incidența corespunzător zborului pe orizontala, concomitent cu modificarea corespunzătoare a poziției scaunului (16) care menține pilotul (17) ca in faza decolării, si treptat aeronava (1) atinge viteza de croaziera si se ajunge la zborul stabilizat pe orizontala in care sustentatia produsa de aripile anterioare (6) si (9) respectiv posterioare (7) si (10) se produce in maniera convenționala, si in timpul aterizării fazele de lucru se inversează, si controlul direcției aeronavei (1) este realizat prin variația vitezei de rotatie a diverselor roatoare (14).
8. 8. Aeronava ca la revendicarea 3 caracterizata prin aceea ca aeronava (1) utilizează un ecran (30), transparent, fixat pe scaunul (16), avind rolul de protecție împotriva vintului frontal pentru pilotul (17).

   a 2018 00847

   29/10/2018
9. 9. Aeronava ca la revendicarea 4 caracterizata prin aceea ca o aeronava (90) cu decolare si aterizare pe verticala este de tipul amfibie si in acest caz o cabina (91) prezintă doua flotoare laterale (92) situate simetric de o parte si de alta a cabinei (91), respectiv in partea ei inferioara, flotoarele laterale (92) avind o forma aerodinamica alungită.
10. 10. Aeronava cu decolare si aterizare pe verticala caracterizata prin aceea ca o aeronava (40) cu decolare si aterizare pe verticala utilizează doua sisteme de propulsie (41) si (42), unul anterior si altul posterior, de tipul biplanar, situate la extremitățile aeronavei (40), si sistemul de propulsie (41), anterior, utilizează doua aripi una anterioara (43) si alta posterioara (44) care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele cu o anumita distanta D, si sistemul de propulsie (42), posterior, utilizează doua aripi una anterioara (45) si alta posterioara (46) care sunt suprapuse, paralele si decalate intre ele de preferința cu aceiași distanta D, si intre aripile anterioara (43) si posterioara (44) sunt fixate cu ajutorul unor suporți (47) un număr de ventilatoare intubate (48), si intre aripile anterioara (45) si posterioara (46) sunt fixate cu ajutorul unor suporți (47) un număr de ventilatoare intubate (48), si ventilatoarele intubate (48) sunt astfel distanțate intre ele si fata de aripile anterioara (43) si posterioara (44), respectiv fata de aripile anterioara (45) si posterioara (46) astfel incit jetul de aer produs in fuctionare sa fie amplificat de efectul Venturi.