RO135056A2 - Aeronavă cu decolare şi aterizare pe verticală-vtol - Google Patents

Abstract

Invenţia se referă la o aeronavă cu decolare şi aterizare pe verticală de tipul celor care utilizează anumite fenomene aerodinamice pentru a amplifica forţa de sustentaţie şi a mări raportul tracţiune/greutate. Aeronava conform invenţiei are un sistem (2) de propulsie format din câte două rotoare (3 şi 4) anterioare şi respectiv posterioare, fiecare dintre rotoarele (3 şi 4) anterior şi posterior este antrenat de cel puţin câte un motor electric (5 şi 6) anterior şi posterior, axa de rotaţie a rotoarelor (3 şi 4) anterioare şi posterioare este înclinată faţă de orizontală cu un unghi cuprins între 250 şi 850, fiecare dintre rotoarele (3 şi 4) anterior şi posterior este înconjurat la partea inferioară şi respectiv superioară de câte o aripă (7 şi 11) semicirculară, anterioară şi respectiv posterioară concentrică cu rotoarele (3 şi 4) anterior şi posterior, rotorul (4) posterior fiind dispus în apropierea bordului de atac al unei aripi (12) semicirculară, aripile (7 şi 11) semicirculare, anterioare şi posterioare fiind unite la exterior prin intermediul unor bretele (19) profilate aerodinamic.

Description

Aeronava cu decolare si aterizare pe verticala - VTOL

Invenția se refera la o aeronava cu decolare si aterizare pe verticala -VTOL de tipul celor care utilizeza anumite fenomene aerodinamice pentru a amplifica forța de sustentatie si a mari rapotul tractiune/greutate.

S-au depus numeroase eforturi pentru a proiecta o aeronava pentru aprovizionare cu decolare si aterizare pe verticala ca in invențiile US10032275B1 sau US9650136B1 Aceaste aeronave de tipul dronelor, construite pe principiul multicopterelor prezintă o viteza de deplasare scăzută si o autonomie redusa. Pe de alta parte pachetul transportat afecteaza forma aerodinamica a aeronavei. In plus aeronava conform invenției US9650136B1 utilizează niște rotoare deschise, neprotejate care pot intra in contact cu limitările materiale ale spațiului înconjurător sau cu oamenii aflati la sol, carora pot sa le provoace răniri grave.

Sunt cunoscute soluțiile de aeronave cu decolare pe verticala care utilizează aripi pivotante sau rotoare pivotante. Acest tip de aeronave necesita un control sofisticat al stabilitati respectiv al poziției relative dintre fuzelaj si sistemul de propulsie care se realizează cu ajutorul unor mecanisme complexe si scumpe. Controlul devine si mai dificil datorita schimbării poziției relative dintre centrul de presiune si centrul de greutate al aeronavei mai ales pe perioada tranziției si datorita condiției ca fuzelajul sa ramina in poziție orizontala tot timpul. Orice greșeala in acest control poate determina un accident major. Spre exemplu daca mecanismul de pivotare se blochează in poziția de zbor orizontal, aeronava nu mai poate ateriza pe verticla.

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).

Prin urmare, este nevoie de o aeronava care sa aiba un zbor eficient atit pe verticala cit si pe orizontala. Este de asemenea necesar ca viteza aeronavei sa fie ridicata si autonomia extinsa. Aeronava trebuie sa aiba o construcție simpla si cu nivel de redundanta ridicat. Rotoarele trebuie sa fie protejate împotriva contactului cu limitările materiale ale spațiului înconjurător sau cu persoanele din apropiere.

Invenția înlătură dezavantajele aratate mai sus prin aceea ca o aeronava cu decolare si aterizare pe verticala utilizează un sistem de propulsie format din cel puțin patru rotoare, respectiv doua anterioare si doua posterioare. Fiecare rotor este antrenat de cel puțin un motor electric. Axa de rotatie a rotoarelor anterioare si posterioare este înclinată fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°. Fiecare rotor anterior este înconjurat la partea inferioara de o aripa semicirculara, concentrica, cu rotorul, ce prezintă un extrados si un intrados. Rotorul anterior este amplasat in apropierea muchiei acutite a aripii semi-circulare. Cele doua aripi semi-circulare anterioare sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa frontal. Fiecare rotor posterior este înconjurat la partea superioara de o aripa semi-circulara, concentrica, cu rotorul, ce prezintă un extrados si un intrados. Rotorul posterior este amplasat in apropierea bordului de atac al aripii semi-circulare. Cele doua aripi semi-circulare posterioare sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa posterior. In zona mediana ansamblul aripa frontal si ansamblu aripa posterior sunt unite pritr-un lonjeron. Pe lonjeron este fixat un fuzelaj care prezintă un profil aerodinamic si care de asemenea este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°. Fiecare motor electric anterior este fixat de fuzelaj prin intermediul unui suport care prezintă un profil aerodinamic. Fiecare motor electric posterior este fixat de lonjeron prin intermediul unui suport care prezintă un profil aerodinamic. Aripile semi-circulare anterioare si cele posterioare sunt unite la exterior prin niște bretele, profilate aerodinamic.

Intr-o alta varianta constructiva o aeronava cu aripi circulare transporta cel puțin un pasager așezat pe un scaun rotativ. Scaunul rotativ menține pilotul in poziția inițiala din timpul decolării pe perioada tuturor fazelor de zbor.

In conformitate cu alt aspect al invenției o metoda de a produce sustentatia pe verticala a aeronavei consta in acționarea rotoarelor anterioare care produc o depresiune importanta pe extradosul aripilor semi-circulare anterioare si acest lucru contribuie la amplificarea forței de tracțiune pe verticala. Concomitent sunt acționate rotoarele posterioare care produc o presiune crescută pe intradosul aripilor semi-circulare posterioare si acest lucru 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 rotoarelor situate la partea din spate fata de rotoarele situate la partea din fata, ceea ce produce modificarea unghiului de tangaj al dronei.

Aeronava conform invenției este un mijloc convenabil si sigur de a transporta oameni si bunuri între doua locații fara amenajeri speciale. Asa cum este conceputa, aeronava este stabila în timpul zborului si are o dimensiune compactă, astfel încât amprenta la sol, respectiv aria necesara de stocare la sol să fie minime. Randamentul propulsiei este imbunatit in zborul vertical datorita componentei generata de depresiunea de pe extradosul aripilor semi-circulare anterioare si presiunii de pe intradosul aripilor semicirculare posteriore exercitate chiar si in condiții statice. Randamentul propulsiei este imbunatit in zborul orizontal datorita portantei aripilor semi-circulare anterioare si posterioare. Lipsa actuatoarelor pentru sistemul de propulsie sau pentru aripi simplifica construcția si reduce costul produsului.

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 si 13 care reprezintă:

- Fig. 1, o vedere izometrica dinspre fata a unei aeronave, tip drona, in faza decolării sau aterizării;

- Fig. 2, o vedere izometrica dinspre fata a aeronavei de la figura 1 in faza zborului orizontal;

- Fig. 3, o vedere izometrica dinspre spate a aeronavei de la figura 1 in faza zborului orizontal;

Fig. 4, o secțiune longitudinala prin aeronava de la figura 1 in faza decolării sau aterizării;

- Fig. 5, o secțiune longitudinala prin aeronava de la figura 1 in faza zborului orizontal;

- Fig. 6, o secțiune longitudinala printr-o aeronava cu aripa suplimentara mediana in faza decolării sau aterizării;

- Fig. 7, o vedere izometrica dinspre fata a aeronavei de la figura 6 in faza zborului orizontal;

- Fig. 8, o vedere izometrica dinspre fata a unei aeronave cu patru aripi suplimentare in faza zborului orizontal;

- Fig. 9, o vedere izometrica dinspre fata a unei aeronave individuale in faza decolării sau aterizării;

- Fig. 10, o secțiune longitudinala prin aeronava de la figura 9 in faza decolării sau aterizării;

- Fig.11, o vedere izometrica dinspre fata a aeronavei de la figura 9 in faza zborului orizontal;

Fig. 12, o vedere izometrica parțiala a scaunului aeronavei de la figura 9;

Fig. 13, o vedere izometrica dinspre fata a unei aeronave individuale cu doua ansambluri de aripa identice.

Intr-o prima varianta de realizare o aeronava 1, cu decolare si aterizare pe verticala, de tipul drona, utilizează un sistem de propulsie 2 format din patru rotoare, doua anterioare 3 si doua posterioare 4 ca in figurile 1, 2, 3, 4 si 5. Fiecare rotor anterior 3 este antrenat de cel puțin un motor electric 5, anterior. Fiecare rotor posterior 4 este antrenat de cel puțin un motor electric 6, posterior. Axa de rotatie a rotoarelor anterioare 3 si posterioare 4 este înclinată fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava 1 in poziția de decolare/aterizare ca in figura 4. Fiecare rotor anterior 3 este înconjurat la partea inferioara de o aripa semi-circulara 7, anterioara, concentrica cu rotorul anterior 3. Aripa semi-circulara 7 prezintă un extrados 8 si un intrados 9. Rotorul anterior 3 este amplasat in apropierea muchiei acutite a aripii semi-circulare 7. Cele doua aripi semi-circulare 7, anterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa frontal 10. Fiecare rotor posterior 4 este înconjurat la partea superioara de o aripa semi-circulara 11, posterioara, concentrica cu rotorul posterior 4. Aripa semi-circulara 11 prezintă un extrados 12 si un intrados 13. Rotorul posterior 4 este amplasat in apropierea bordului de atac al aripii semicirculare 12. Cele doua aripi semi-circulare 12, posterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa posterior 14. In zona mediana ansamblul aripa frontal 10 si ansamblul aripa posterior 14 sunt unite pritr-un lonjeron 15. Pe lonjeronul 15 este fixat un fuzelaj 16 care prezintă un profil aerodinamic si care de asemenea este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava 1 in poziția de decolare/aterizare.. Fiecare motor electric 5, anterior, este fixat pe fuzelajul 16 prin intermediul unui suport 17 care prezintă un profil aerodinamic. Fiecare motor electric 6, posterior, este fixat de lonjeronul 15 prin intermediul unui suport 18 care prezintă un profil aerodinamic. Aripile semicirculare 7, anterioare si aripile semicirculare 11, posterioare, sunt unite la exterior prin intermediul unor bretele 19, profilate aerodinamic. In poziția de decolare/aterizare aeronava 1 se sprijină pe cele doua motoare electrice 5, anterioare si pe fuzelajul 16. In funcționare la decolare, atunci cind motoarele electrice 5 si 6 sunt acționate rotoarele anterioare 3 si posterioare 4 produc un impuls al masei de aer îndreptat înclinat spre in jos generind o forța de tracțiune. Concomitent rotoarele anterioare 3 produc o depresiune importanta pe extradosul 8 al aripilor semi-circulare 7, anterioare si acest lucru contribuie la amplificarea forței de tracțiune pe verticala. La rindul lor rotoarele posterioare 4 produc o presiune crescută pe intradosul 13 al aripilor semi-circulare 8, posterioare si acest lucru contribuie de asemenea la amplificarea forței de tracțiune pe verticala. Forțele suplimentare datorate depresiunii si presiunii se compun cu forța de tracțiune si generează o forța totala de sustentatie mai mare decit forța de tracțiune, ceea ce conduce la un efect de amplificare aerodinamic. Trecerea de la zborul vertical la cel orizontal si invers se realizează prin variația vitezei de rotatie a rotoarelor posterioare 4 fata de rotoarele anterioare 3, ceea ce produce modificarea unghiului de tangaj al dronei 1, ca in figura 5. In zborul orizontal sustentatia este realizata in principal de aripile semi-circulare 7, anterioare si aripile semi-circulare 11, posterioare care ajung sa faca un unghi de atac cuprins intre 2° si 7° cu curentul frontal de aer. O forța de portanta suplimentara in zborul orizontal este obtinuta de suportii 17 si 18 si de fuzelajul 16 care toate prezintă o forma aerodinamica. Controlul direcției de zbor se realizează ca la toate dronele de tip multi-rotor prin variația vitezei de rotatie a rotoarelor situate pe partea stingă in comparatrie cu cele de pe partea dreapta a dronei 1.

Intr-o alta varianta de realizare derivate din cea anterioara o aeronava 40, cu decolare si aterizare pe verticala utilizează un fuzelaj 41 ce susține doua aripi 42, mediane, situate de o parte si de alta a fuzelajului 41, ca in figurile 6 si 7. Aripile 42, mediane prezintă niște prelungiri 43 fixate pe bretelele 19. Fiecare aripa 42 prezintă un profil aerodinamic care este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava 40 in poziția de decolare/aterizare ca in figura 6. Profilul aerodinamic al fiecărei aripi 42, mediane, este format dintrun intrados 44 si un extrados 45. In aceasta varianta la decolare rotoarele anterioare 3 produc o presiune importanta pe intradosul 44 al aripilor 42, mediane si acest lucru contribuie la amplificarea forței de tracțiune pe verticala. La rindul lor rotoarele posterioare 4 produc o depresiune crescută pe extradosul 45 al aripilor 42, mediane si acest lucru contribuie de asemenea la amplificarea forței de tracțiune pe verticala. Forțele suplimentare datorate depresiunii si presiunii se compun cu forța de tracțiune si generează o forța totala de sustentatie mai mare decit forța de tracțiune, ceea ce conduce la un efect de amplificare aerodinamic. După trecerea la zborul orizontal o forța de portanta suplimentara este obtinuta de prelungirile 43 ale aripilor 42, mediane ca in figura 7.

Intr-o a treia varianta de realizare derivata din prima, o aeronava 60, reconfigurabila, prezintă patru aripi 61, detașabile, fixate pe bretelele 19, in mod simetric, ca in figura 8. Aripile 61 sunt paralele intre ele si fiecare prezintă un profil aerodinamic care este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85° , masurat cu aeronava 60 in poziția de decolare/aterizare. Aripile 61 pot fi detașate de aeronava 60 atunci cind misiunea este de scurta durata, respectiv cind perioada zborului pe verticala este comparabila cu perioada zborului pe orizontala. Atunci cind aeronava 60 este utilizata pe distante mari cu perioade lungi de zbor orizontal este preferabila atașarea aripilor 61 care îmbunătățesc randamentul zborului orizontal.

Intr-o alta varianta de realizare o aeronava 70, derivata din prima, avind decolare si aterizare pe verticala utilizează un sistem de propulsie 71 format din patru rotoare, doua anterioare 3 si doua posterioare 4 ca in figurile 9, 10, 11 si 12. Fiecare rotor anterior 3 este antrenat de doua motoare electrice 72, anterioare.

R0 135056 Α2

Fiecare rotor posterior 4 este antrenat de doua motoare electrice 73, posterioare. Un număr de doua motoare electrice pe fiecare rotor asigura un nivel de redundanta ridicat. Axa de rotatie a rotoarelor anterioare 3 si posterioare 4 este înclinată fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava 70 in poziția de decolare/aterizare ca in figura 10. Fiecare rotor anterior 3 este înconjurat la partea inferioara de o aripa semi-circulara 7, anterioara, concentrica cu rotorul anterior 3. Aripa semi-circulara 7 prezintă un extrados 8 si un intrados 9. Rotorul anterior 3 este amplasat in apropierea muchiei acutite a aripii semi-circulare 7. Cele doua aripi semi-circulare 7, anterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa frontal 10. Fiecare rotor posterior 4 este înconjurat la partea superioara de o aripa semi-circulara 11, posterioara, concentrica cu rotorul posterior 4. Aripa semi-circulara 11 prezintă un extrados 12 si un intrados 13. Rotorul posterior 4 este amplasat in apropierea bordului de atac al aripii semicirculare 11. Cele doua aripi semi-circulare 11, posterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa posterior 14. In zona mediana ansamblul aripa frontal 10 si ansamblul aripa posterior 14 sunt unite pritr-un lonjeron 74. Lonjeronul 74 prezintă in zona mediana, respectiv a centrului de greutate al aeronavei 70, o adincitura 75 sub forma unui segment cilindric care prezintă o suprafața cilindrica interioara 76 si o suprafața cilindrica exterioara 77. Pe suprafața cilindrica interioara 76 se poate roti un scaun 78, rotativ, care are o forma semi-cindrica pentru un pilot 79. Scaunul 78 si deci pilotul 79 sunt acționate in mișcare de rotatie de un sistem automat in funcție de regimul de zbor. Scaunul 78 prezintă doua extensii 80, ca sprjin pentru picioarele pilotului 79, situate de o parte si de alta a lonjeronului 74 si o sa 81 pe care sta așezat pilotul 79. Intre cele doua extensii 80 este fixata o traversa 82 avind la interior o suprafața cilindrica 83 ce culiseaza pe suprafața cilindrica exterioara 77 a adinciturii 75 si menține in toate situațiile in siguranța scaunul 78 in adincitura 75 (figura 12). Pe scaunul 78 sunt montate doua juistikuri 84, ce servesc pentru comanda aeronavei 70. Pilotul 79 este menținut pe scaun de o centura de siguranța 85. Pilotul este protejat de aerul frontal de către un parbriz 86, transparent, montat pe lonjeronul 74. Poziția pilotului 79 este menținută in toate fazele zborului ca in faza de decolare prin rotirea scaunului 78 de către sistemul automat de reglare ca in figura 11 in care este reprezentata aeronava 70 in poziția de zbor orizontal.

Intr-o alta varianta de realizare o aeronava 100, derivata din cea anterioara, utilizează un sistem de propulsie 101 format din patru rotoare 3, ca in figura 13. Fiecare rotor 3 este antrenat de doua motoare electrice 72. Fiecare rotor 3 este înconjurat la partea inferioara de o aripa semi-circulara 7 concentrica cu rotorul 3. Aripa semi-circulara 7 prezintă un extrados 8 si un intrados 9. Rotorul 3 este amplasat in apropierea muchiei acutite a aripii semi-circulare 7. Aeronava 100 transporta un pilot 79.

Claims (18)

1. Revendicări

   1. Aeronava cu decolare si aterizare pe verticala de tipul celor cu patru rotoare care utilizează același sistem de propulsie atit pentru zborul vertical cit si pentru zborul orizontal caracterizata prin aceea ca o aeronava (1) utilizează un sistem de propulsie (2) format din patru rotoare, doua anterioare (3) si doua posterioare (4), si fiecare rotor anterior (3) este antrenat de cel puțin un motor electric (5), anterior, si fiecare rotor posterior (4) este antrenat de cel puțin un motor electric (6), posterior, si axa de rotatie a rotoarelor anterioare (3) si posterioare (4) este înclinată fata de orizontala cu un unghi prestabilit cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava (1) in poziția de decolare/aterizare, si fiecare rotor anterior (3) este înconjurat la partea inferioara de o aripa semi-circulara (7), anterioara, concentrica cu rotorul anterior (3), ce prezintă un extrados (8) si un intrados (9), si rotorul anterior (3) este amplasat in apropierea muchiei acutite a aripii semi-circulare (7), si cele doua aripi semi-circulare (7), anterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa frontal (10), si fiecare rotor posterior (4) este înconjurat la partea superioara de o aripa semi-circulara (11), posterioara, concentrica cu rotorul posterior (4), ce prezintă un extrados (12) si un intrados (13), si rotorul posterior (4) este amplasat in apropierea bordului de atac al aripii semicirculare (12), si cele doua aripi semi-circulare (12), posterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa posterior (14), si in zona mediana ansamblul aripa frontal (10) si ansamblul aripa posterior (14) sunt unite pritr-un lonjeron (15), si pe lonjeronul (15) este fixat un fuzelaj (16) care prezintă un profil aerodinamic si care este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava (1) in poziția de decolare/aterizare.

   îi
2. 2. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca fiecare motor electric (5), anterior, este fixat pe fuzelajul (16) prin intermediul unui suport (17) care prezintă un profil aerodinamic si fiecare motor electric (6), posterior, este fixat de lonjeronul (15) prin intermediul unui suport (18) care prezintă un profil aerodinamic.
3. 3. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca aripile semicirculare (7), anterioare si aripile semi-circulare (11), posterioare, sunt unite la exterior prin intermediul unor bretele (19), profilate aerodinamic.
4. 4. Metoda de funcționare a unei aeronave cu amplificarea forței de tracțiune caracterizata prin aceea ca in funcționare la decolare, atunci cind motoarele electrice (5) si (6) sunt acționate rotoarele anterioare (3) si posterioare (4) produc un impuls al masei de aer îndreptat înclinat spre in jos, generind o forța de tracțiune, si concomitent rotoarele anterioare (3) produc o depresiune importanta pe extradosul (8) al aripilor semi-circulare (7), anterioare, si simultan rotoarele posterioare (4) produc o presiune crescută pe intradosul (13) al aripilor semi-circulare (8) posterioare, si forțele suplimentare datorate depresiunii si presiunii se compun cu forța de tracțiune si generează o forța totala de sustentatie mai mare decit forța de tracțiune, ceea ce conduce la un efect de amplificare aerodinamic.
5. 5. Metoda ca la revendicarea 4 caracterizata prin aceea ca trecerea de la zborul vertical la cel orizontal si invers se realizează prin variația vitezei de rotatie a rotoarelor posterioare (4) fata de rotoarele anterioare (3), ceea ce produce modificarea unghiului de tangaj al dronei (1).
6. 6. Metoda ca la revendicarea 4 caracterizata prin aceea ca in zborul orizontal sustentatia este realizata in principal de aripile semi-circulare (7), anterioare si aripile semi-circulare (11), posterioare care ajung sa faca un unghi de atac cuprins intre 2° si 7° cu curentul frontal de aer.
7. 7. Metoda ca la revendicarea 4 caracterizata prin aceea ca o forța de portanta suplimentara in zborul orizontal este obtinuta de suportii (17) si (18) si de fuzelajul (16) care toate prezintă o forma aerodinamica.
8. 8. Metoda ca la revendicarea 4 caracterizata prin aceea ca controlul direcției de zbor se realizează prin variația vitezei de rotatie a rotoarelor situate pe partea stingă in comparatrie cu viteza de rotatie a celor de pe partea dreapta a dronei (1).
9. 9. Metoda ca la revendicarea 4 caracterizata prin aceea ca in poziția de decolare/aterizare aeronava (1) se sprijină pe motoarele electrice (5), anterioare si pe fuzelajul (16).
10. 10. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca o aeronava (40), cu decolare si aterizare pe verticala utilizează un fuzelaj (41) ce susține doua aripi (42), mediane, situate de o parte si de alta a fuzelajului (41), si aripile (42), mediane prezintă niște prelungiri (43) fixate pe bretelele (19), si fiecare aripa (42) prezintă un profil aerodinamic care este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava (40) in poziția de decolare/aterizare, si profilul aerodinamic al fiecărei aripi (42), mediane, este format dintr-un intrados (44) si un extrados (45).
11. 11. Metoda ca la revendicarea 4 si 10 caracterizata prin aceea ca la decolare rotoarele anterioare (3) produc o presiune importanta pe intradosul (44) al aripilor (42), si concomitent rotoarele posterioare (4) produc o depresiune crescută pe extradosul (45) al aripilor (42), mediane, si forțele suplimentare datorate depresiunii si presiunii se compun cu forța de tracțiune si generează o forța totala de sustentatie mai mare decit forța de tracțiune, ceea ce conduce la un efect de amplificare aerodinamic.
12. 12. Metoda ca la revendicarea 11 caracterizata prin aceea ca după trecerea la zborul orizontal o forța de portanta suplimentara este obtinuta de prelungirile (43) ale aripilor (42), mediane.
13. 13. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca o aeronava (60), reconfigurabila, prezintă patru aripi (61), detașabile, fixate pe bretelele (19), si aripile (61) sunt paralele intre ele si fiecare prezintă un profil aerodinamic care este înclinat fata de orizontala cu un unghi cuprins intre 25° si 85°, masurat cu aeronava (60) in poziția de decolare/aterizare.
14. 14. Metoda ca la revendicarea 4 si 13 caracterizata prin aceea ca arpile (61) sunt utilizate pentru marirea portantei in zborul orizontal.
15. 15. Metoda ca la revendicarea 14 caracterizata prin aceea ca aripile (61) sunt detașate de aeronava (60) atunci cind misiunea este de scurta durata, respectiv cind perioada zborului pe verticala este comparabila cu perioada zborului pe orizontala, si atunci cind aeronava (60) este utilizata pe distante mari cu perioade lungi de zbor orizontal aripile (61) sunt atașate la aeronava (60) ceea ce imbunatateste randamentul zborului orizontal.
16. 16. Aeronava ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca o aeronava (70), individuala, utilizează un sistem de propulsie (71) format din patru rotoare, doua anterioare (3) si doua posterioare (4), si fiecare rotor anterior (3) este antrenat de doua motoare electrice (72), anterioare, si fiecare rotor posterior (4) este antrenat de doua motoare electrice (73), posterioare, si fiecare rotor anterior (3) este înconjurat la partea inferioara de o aripa semi-circulara (7), anterioara, concentrica cu rotorul anterior (3), si cele doua aripi semi-circulare (7), anterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa frontal (10), si fiecare rotor posterior (4) este înconjurat la partea superioara de o aripa semi-circulara (11), posterioara, concentrica cu rotorul posterior (4), si cele doua aripi semi-circulare (11), posterioare, sunt unite la extremitatea mediana formind un ansamblu aripa posterior (14), si in zona mediana ansamblul aripa frontal (10) si ansamblul aripa posterior (14) sunt unite pritr-un lonjeron (74), si lonjeronul (74) prezintă in zona mediana, respectiv a centrului de greutate al aeronavei (70), o adincitura (75) sub forma unui segment cilindric care prezintă o suprafața cilindrica interioara (76) si o suprafața cilindrica exterioara (77), si pe suprafața cilindrica interioara (76) se poate roti un scaun (78), rotativ, care are o forma semi-cindrica pentru un pilot (79), si scaunul (78) si deci pilotul (79) sunt acționate in mișcare de rotatie de un sistem automat in funcție de regimul de zbor, si scaunul (78) prezintă doua extensii (80), ca sprjin pentru picioarele pilotului (79), situate de o parte si de alta a lonjeronului (74) si o sa (81) pe care sta așezat pilotul (79), si intre cele doua extensii (80) este fixata o traversa (82) avind la interior o suprafața cilindrica (83) ce culiseaza pe suprafața cilindrica exterioara (77) a adinciturii (75) si menține in toate situațiile in siguranța scaunul (78) in adincitura (75) , si pe scaunul (78) sunt montate doua juistikuri (84), ce servesc pentru comanda aeronavei (70), si pilotul (79) este menținut pe scaun de o centura de siguranța (85), si pilotul (79) este protejat de aerul frontal de către un parbriz (86), transparent, montat pe lonjeronul (74).
17. 17. Metoda de funcționare ca la revendicarea 16 caracterizata prin aceea ca poziția pilotului (79) este menținută in toate fazele zborului ca in faza de decolare prin rotirea scaunului (78) de către sistemul automat de reglare.
18. 18. Aeronava parțial ca la revendicarea 1 caracterizata prin aceea ca o aeronava (100), individuala, avind decolare si aterizare pe verticala, utilizează un sistem de propulsie (101) format din patru rotoare (3), si fiecare rotor (3) este antrenat de doua motoare electrice (72).