RU2471676C1

RU2471676C1 - Airborne vehicle of "flying saucer" type

Info

Publication number: RU2471676C1
Application number: RU2011127826/11A
Authority: RU
Inventors: Николай Борисович Болотин
Original assignee: Николай Борисович Болотин
Priority date: 2011-07-06
Filing date: 2011-07-06
Publication date: 2013-01-10

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to VTOL aircraft. The airborne vehicle contains frame of axially symmetric shape, fuel tank, instrument compartment, gas-turbine engine including compressor, combustion chamber, turbine, adjustable guide vein including nozzle blades installed with possibility to be rotated, and jet nozzle. Gas-turbine engine is installed along vertical axis of frame. Combustion chamber is made multisectional with fuel systems including fuel governors for each section. Each nozzle blade is equipped with drive. Number of nozzle blades is equal to number of combustion chamber sections. Nozzle blades are fitted between sections of combustion chamber. Compressor is made centrifugal with axial inlet and axial outlet. Fuel tank is installed inside the gas-turbine engine. Emergency landing engine is installed inside the jet nozzle.

EFFECT: higher maneuverability of airborne vehicle.

5 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и может использоваться в гражданской авиации или в ВВС.The invention relates to aircraft of vertical take-off and landing and can be used in civil aviation or in the air force.

Задачи создания изобретения - улучшение летных характеристик и маневренности летательного аппарата.The objective of the invention is to improve the flight characteristics and maneuverability of the aircraft.

Известен летательный аппарат типа «летающей тарелки» по патенту США №6270036 B1, МПК7 B64C 15/00, 29/00, опубл. 07.08.2001, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, проточную камеру с входным и выходным отверстиями, сообщенными с атмосферой, нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.Known aircraft type "flying saucer" according to US patent No. 6270036 B1, IPC7 B64C 15/00, 29/00, publ. 08/07/2001, comprising a round casing, a cabin with apparatus controls, a flow chamber with inlet and outlet openings in communication with the atmosphere, a supercharger consisting of a drive with an impeller, a main rotating ring with a drive, a control system with exhaust channels, shutters and rotary guards.

В отличие от заявляемого, в приведенном летательном аппарате вращающееся кольцо большой площади расположено на внешней поверхности летательного аппарата в верхней его части. Подъемная сила в приведенном летательном аппарате создается за счет разницы давлений воздушного потока над аппаратом и под аппаратом, путем смывания вращающегося кольца струями сжатого воздуха.In contrast to the claimed, in the aircraft, a rotating ring of a large area is located on the outer surface of the aircraft in its upper part. The lifting force in the reduced aircraft is created due to the difference in pressure of the air flow above the device and under the device, by flushing the rotating ring with jets of compressed air.

Недостатком приведенного аппарата является низкая устойчивость аппарата при горизонтальном перемещении, вследствие взаимодействия набегающего воздушного потока со струями сжатого воздуха, омывающими вращающееся кольцо. Так как струи сжатого воздуха, омывающие вращающее кольцо, увлекаются этим кольцом в направлении его вращения, то в той области вращающегося кольца, где направление его вращения совпадает с направлением набегающего потока воздуха, суммарная скорость потока будет выше, чем в противоположной области вращающегося кольца, где направление его вращения противоположно направлению набегающего потока воздуха. Это приводит к неравномерному распределению давления среды по поверхности вращающегося кольца, что в свою очередь вызывает появление значительных кренящих моментов, парирование которых при данной конструкции аппарата возможно лишь путем введения в конструкцию приведенного летательного аппарата, сложных специальных устройств.The disadvantage of this apparatus is the low stability of the apparatus during horizontal movement, due to the interaction of the incoming air flow with jets of compressed air washing the rotating ring. Since the jets of compressed air washing the rotary ring are carried away by this ring in the direction of its rotation, in the area of the rotating ring where the direction of its rotation coincides with the direction of the incoming air flow, the total flow velocity will be higher than in the opposite region of the rotating ring, where the direction of its rotation is opposite to the direction of the oncoming air flow. This leads to an uneven distribution of the pressure of the medium over the surface of the rotating ring, which in turn causes the appearance of significant heeling moments, the parry of which with this device design is possible only by introducing complicated special devices into the design of the reduced aircraft.

Известен также летательный аппарат типа «летающей тарелки» по а. св. СССР №1496630, МКИ 4 B64C 29/00, 39/06, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой, смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.Also known aircraft type "flying saucer" by a. St. USSR No. 1496630, MKI 4 B64C 29/00, 39/06, comprising a round casing, a cabin with apparatus controls, a horizontally arranged annular flow chamber with an input rectilinear channel having an inlet in communication with the atmosphere and an output rectilinear channel having exit openings connected with the atmosphere, a supercharger mounted on supports, consisting of a drive with an impeller, a main rotating ring with a drive located inside the annular flow chamber, and a control system with exhaust channels onkami and pivoting flaps.

В приведенном летательном аппарате подъемная сила создается реактивной струей воздуха, которая создается рабочим колесом нагнетателя. Горизонтальное перемещение аппарата после вертикального взлета и набора высоты обеспечивается отклонением вектора тяги, что обуславливает низкую его маневренность и устойчивость.In a given aircraft, the lifting force is created by a jet of air, which is created by the impeller of the supercharger. Horizontal movement of the device after vertical take-off and climb is provided by the deviation of the thrust vector, which leads to its low maneuverability and stability.

Относительно низкая грузоподъемность обусловлена низким КПД рабочей текучей среды. Увеличение грузоподъемности приводит к нерациональному увеличению мощности двигателей и соответственно их габаритов, т.к. грузоподъемность в приведенном аппарате прямо пропорциональна мощности двигателей. Эффект Магнуса в приведенном летательном аппарате возникает при взаимодействии горизонтального вращающегося кольца с набегающим потоком воздуха и способствует снижению фронтального давления на аппарат за счет того, что внешняя поверхность вращающегося кольца сообщает набегающему спереди потоку воздуха дополнительную скорость вращательного движения. Причиной, препятствующей достижению технического результата, является то, что конструктивное решение в приведенном аппарате не позволяет в полной мере использовать возможность эффекта Магнуса для создания подъемной силы.Relatively low carrying capacity due to low efficiency of the working fluid. The increase in carrying capacity leads to an irrational increase in engine power and, accordingly, their dimensions, because the carrying capacity in the given apparatus is directly proportional to the power of the engines. The Magnus effect in a given aircraft occurs when a horizontal rotating ring interacts with an incoming air stream and helps to reduce frontal pressure on the device due to the fact that the outer surface of the rotating ring imparts an additional rotational speed to the incoming air stream. The reason that impedes the achievement of the technical result is that the constructive solution in the above apparatus does not allow the full use of the possibility of the Magnus effect to create lift.

Известен летательный аппарат «Летающая тарелка» по патенту РФ №2264952. Этот аппарат содержит корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой; смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками, согласно изобретению снабжен кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом, при этом дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении, входной и выходной прямолинейные каналы размещены вдоль продольной оси летательного аппарата, кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами, в которой имеется прорезь под вращающиеся кольца и кольцевую опору, нагнетатель установлен внутри выходного прямолинейного канала, опоры нагнетателя выполнены в виде полых пилонов, полости которых сообщены с полостью прямолинейного выходного канала через управляемые клапаны и с отводящими каналами системы управления, открытыми со стороны их свободных торцов, заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий, а поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала. Одно из выходных отверстий в выходном прямолинейном канале выполнено с нижней стороны летательного аппарата, геометрический центр которого совмещен с вертикальной осью летательного аппарата. В качестве привода вращающихся колец используют электрический привод, генератор которого связан с приводом нагнетателя. Привод размещен в полости, выполненной в кольцевой опоре. Благодаря тому, что в летательном аппарате для создания подъемной силы используются вращающиеся во взаимно противоположных направлениях кольца, расположенные внутри кольцевой проточной камеры и взаимодействующие с потоком воздуха, движущимся внутри этой камеры, причем направление вращения верхнего кольца совпадает с направлением движения воздушного потока в кольцевой проточной камере, достигается реализация эффекта Магнуса с наибольшей эффективностью.Known aircraft "Flying saucer" according to the patent of the Russian Federation No. 2264952. This apparatus comprises a round-shaped housing, a cabin with apparatus controls, a horizontally arranged annular flow chamber with an inlet rectilinear channel having an inlet in communication with the atmosphere and an outlet rectilinear channel having outlet openings in communication with the atmosphere; a supercharger mounted on bearings, consisting of a drive with an impeller, a main rotating ring with a drive located inside the annular flow chamber, and a control system with outlet channels, dampers and pivoting shields, according to the invention, is equipped with an annular support and an additional rotating ring that are installed inside the annular the flow chamber under the main rotating ring, while the additional rotating ring is connected with the drive of the main rotating ring with the possibility of rotation in The direction opposite to the main ring, the input and output rectilinear channels are placed along the longitudinal axis of the aircraft, the annular flow chamber has a partition connected to the input and output rectilinear channels, in which there is a slot for rotating rings and an annular support, the supercharger is installed inside the output rectilinear channel , the supercharger supports are made in the form of hollow pylons, the cavities of which are communicated with the cavity of the rectilinear output channel through the controlled valve and a diverting channel management system, the open side of their free ends, the system control damper placed at the input of one of the outlets, and the control flaps swivel system arranged above said opening in the flow channel of the output rectilinear. One of the outlet openings in the rectilinear outlet channel is made on the lower side of the aircraft, the geometric center of which is aligned with the vertical axis of the aircraft. As the drive of the rotating rings, an electric drive is used, the generator of which is connected to the drive of the supercharger. The drive is placed in a cavity made in an annular support. Due to the fact that the aircraft uses rings rotating in mutually opposite directions to create lift, located inside the annular flow chamber and interacting with the air flow moving inside this chamber, and the direction of rotation of the upper ring coincides with the direction of air flow in the annular flow chamber , the implementation of the Magnus effect is achieved with the greatest efficiency.

Известен летательный аппарат по патенту РФ на изобретение №2360839, прототип.Known aircraft according to the patent of the Russian Federation for the invention No. 2360839, prototype.

Этот аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, которая выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота.This apparatus comprises an axisymmetric casing, a fuel tank and an instrument compartment, a gas turbine engine, comprising, in turn, a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle, a gas turbine engine mounted along a vertical axis of the housing, having a combustion chamber of a gas turbine engine that is multi-sectional with fuel systems containing fuel flow controllers for each section and an adjustable nozzle apparatus of a turbine containing nozzle blades mounted for rotation ota.

Недостаток - плохая управляемость аппарата из-за перетекания потока выхлопных газов между модулями камер сгорания из-за разности давления в них при маневрировании.The disadvantage is the poor controllability of the apparatus due to the flow of exhaust gases between the modules of the combustion chambers due to the pressure difference in them during maneuvering.

Задача создания изобретения - усовершенствовать летательный аппарат типа «летающей тарелки», повысить управляемость аппарата.The task of creating the invention is to improve the aircraft type "flying saucer", to increase the controllability of the device.

Решение указанной задачи достигнуто в летательном аппарате, содержащем корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, которая выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота, тем, что согласно изобретению приводом оборудована каждая сопловая лопатка. Число сопловых лопаток может быть равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки могут быть размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор может быть выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя может быть установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла может быть установлен двигатель аварийной посадки.The solution to this problem was achieved in an aircraft containing an axisymmetric casing, a fuel tank and an instrument compartment, a gas turbine engine, which in turn contains a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle, a gas turbine engine installed along the vertical axis of the hull, having a combustion chamber gas turbine engine, which is multi-sectional with fuel systems containing fuel flow controllers for each section and an adjustable nozzle apparatus of the turbine containing rotating vanes mounted in that each nozzle blade is equipped with a drive according to the invention. The number of nozzle blades may be equal to the number of sections of the combustion chamber. Nozzle blades can be placed between sections of the combustion chamber. The compressor can be made centrifugal with axial inlet and axial output. A fuel tank may be installed inside the gas turbine engine. An emergency landing engine may be installed inside the jet nozzle.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.The proposed technical solution has novelty, inventive step and industrial applicability.

Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - получением нового технического результата. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации этого проекта не требуется специальных материалов и технологий, ранее не применяющихся в технике.The novelty is confirmed by patent research, the inventive step is by obtaining a new technical result. Industrial applicability is due to the fact that the implementation of this project does not require special materials and technologies that have not previously been used in technology.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:The invention is illustrated in figure 1 ... 4, where:

- на фиг.1 приведен чертеж летательного аппарата,- figure 1 shows a drawing of an aircraft,

- на фиг.2 приведен разрез по А-А,- figure 2 shows a section along aa,

- на фиг.3 приведен чертеж камеры сгорания и соплового аппарата,- figure 3 shows a drawing of a combustion chamber and a nozzle apparatus,

- на фиг.4 приведен разрез И-И.- figure 4 shows a section II.

Летательный аппарат (фиг.1…4) содержит осесимметричный корпус 1 типа «летающая тарелка», в верхней части которого выполнен воздухозаборник 2 с обтекателем 3 конической формы в средней части, газотурбинный двигатель 4, установленный вдоль вертикальной оси корпуса 1. Газотурбинный двигатель 4, содержит компрессор 5, камеру сгорания 6 и турбину 7, и реактивное сопло 8.The aircraft (figure 1 ... 4) contains an axisymmetric body 1 type "flying saucer", in the upper part of which there is an air intake 2 with a cone-shaped fairing 3 in the middle part, a gas turbine engine 4 mounted along the vertical axis of the housing 1. A gas turbine engine 4, contains a compressor 5, a combustion chamber 6 and a turbine 7, and a jet nozzle 8.

Компрессор 5 выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Камера сгорания 6 выполнена многосекционной: от 12 до 18 секций 9 (фиг.2), имеющих независимые системы подачи топлива 10 к форсункам 11. В состав топливных систем 10 также входят топливные насосы 12 и фильтры 13. Фильтры 13 установлены в топливном баке 14, который выполнен вдоль вертикальной оси летательного аппарата в его центральной части, т.е внутри газотурбинного двигателя 4. Такая компоновка позволила уменьшить осевые габариты газотурбинного двигателя и увеличить его диаметр для получения большой мощности. Турбина 7 содержит сопловой аппарат 15 и рабочее колесо 16, которое закреплено внутри вала 17. Вал 17 соединен по наружному диаметру с компрессором 5 для передачи крутящего момента. На поверхности вала 17 выполнены отверстия «Б» и уплотнения 18 для отбора части продуктов сгорания из камеры сгорания 6 через регуляторы расхода 19 к боковым соплам 20.The compressor 5 is made centrifugal with axial inlet and axial output. The combustion chamber 6 is multi-sectional: from 12 to 18 sections 9 (FIG. 2) having independent fuel supply systems 10 to the nozzles 11. The fuel systems 10 also include fuel pumps 12 and filters 13. Filters 13 are installed in the fuel tank 14, which is made along the vertical axis of the aircraft in its central part, that is, inside the gas turbine engine 4. This arrangement made it possible to reduce the axial dimensions of the gas turbine engine and increase its diameter to obtain high power. The turbine 7 includes a nozzle apparatus 15 and an impeller 16, which is fixed inside the shaft 17. The shaft 17 is connected by an outer diameter to the compressor 5 for transmitting torque. On the surface of the shaft 17, holes “B” and seals 18 are made for taking part of the combustion products from the combustion chamber 6 through flow regulators 19 to the side nozzles 20.

Вал 17 установлен в корпусе 1 на подшипниках 21, воспринимающих как радиальные, так и знакопеременные осевые нагрузки. Боковые сопла 20 установлены в двигательном отсеке «В», пассажирские отсеки «Г» и «Д» (в гражданском исполнении летательного аппарата) выполнены в периферийной части корпуса 1 и содержат иллюминаторы 22. Под пассажирским отсеком «Д» выполнен грузовой отсек «Е». В военном исполнении отсеки «Г» и «Д» могут использоваться для транспортировки десанта или бомбовой нагрузки. Отсеки «Г», «Д» и «Е» отделены от двигателя 4 защитной стенкой 23, имеющей теплоизоляцию 24. Приборный отсек «Ж» размещен между топливным баком 8 и газотурбинным двигателем 4 и защищен от теплового излучения теплоизоляцией 25. Компрессор 5 уплотнен относительно корпуса 1 передним уплотнением 26. Внутри реактивного сопла 8 установлен двигатель аварийной посадки 27. К топливному баку 10 подключен трубопровод наддува 28, соединенный через клапан 29 с баллоном сжатого воздуха 30.The shaft 17 is installed in the housing 1 on bearings 21, perceiving both radial and alternating axial loads. Side nozzles 20 are installed in the engine compartment “B”, the passenger compartments “G” and “D” (in the civilian version of the aircraft) are made in the peripheral part of the hull 1 and contain portholes 22. Under the passenger compartment “D”, the cargo compartment “E” is made . In military design, the compartments "G" and "D" can be used to transport troops or bomb loads. Compartments "G", "D" and "E" are separated from the engine 4 by a protective wall 23 having thermal insulation 24. The instrument compartment "Ж" is located between the fuel tank 8 and the gas turbine engine 4 and is protected from thermal radiation by thermal insulation 25. The compressor 5 is sealed relative to housing 1 with a front seal 26. Inside the jet nozzle 8, an emergency landing engine 27 is installed. A boost pipe 28 is connected to the fuel tank 10, connected through valve 29 to a compressed air cylinder 30.

Сопловой аппарат 15 турбины 7 (каждая лопатка) оборудован приводами поворота 31. Привода поворота 31 соединены с блоком управления 32 посредством электрических связей 33. К корпусу 1 летательного аппарата в нижней части шарнирно подсоединены три или четыре опоры для его посадки.The nozzle apparatus 15 of the turbine 7 (each blade) is equipped with rotary drives 31. The rotary drives 31 are connected to the control unit 32 by electrical connections 33. Three or four bearings are pivotally connected to the body of the aircraft in the lower part for landing.

При взлете запускается при помощи стартера (на фиг.1 и 2 не показан) газотурбинный двигатель 4. Топливо из бака 15 топливными насосами подается в камеру сгорания 6 через форсунки 8 и воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 16 с валом 17. Вал 17 передает мощность компрессору 5. Продукты сгорания сбрасываются в реактивное сопло 8, создавая реактивную тягу не менее чем вес летательного аппарата. Для управления курсом полета противоположные топливные насосы 12 переводят в разные режимы работы по расходу топлива, например уменьшают расход топлива в левую секцию камеры сгорания 9 и увеличивают - в правую. Одновременно поворачивают сопловые лопатки (фиг.4), размещенные по обе стороны от этого модуля камеры сгорания. В итоге правая половина сопла 8 будет создавать тягу, большую, чем левая, т.е:During take-off, a gas turbine engine 4 is started by means of a starter (not shown in FIGS. 1 and 2). Fuel from the tank 15 is supplied by fuel pumps to the combustion chamber 6 through nozzles 8 and ignites. The combustion products spin the impeller of the turbine 16 with the shaft 17. The shaft 17 transfers power to the compressor 5. The combustion products are discharged into the jet nozzle 8, creating a jet thrust of at least the weight of the aircraft. To control the course of flight, the opposite fuel pumps 12 are transferred to different operating modes for fuel consumption, for example, reduce fuel consumption in the left section of the combustion chamber 9 and increase it in the right. At the same time, nozzle vanes are rotated (Fig. 4), placed on both sides of this module of the combustion chamber. As a result, the right half of the nozzle 8 will create a thrust greater than the left, i.e.:

R2>R1R2> R1

Суммарный вектор тяги R1 будет направлен под углом к оси летательного аппарата. Для горизонтального полета и маневров в горизонтальной плоскости используют боковые сопла 20, через которые сбрасывают 10…15% расхода продуктов сгорания, отбираемого из камеры сгорания 6 через отверстия «Б». При отказе в полете газотурбинного двигателя 4 включают двигатель аварийной посадки 27.The total thrust vector R1 will be directed at an angle to the axis of the aircraft. For horizontal flight and maneuvers in the horizontal plane, side nozzles 20 are used, through which 10 ... 15% of the consumption of combustion products taken from the combustion chamber 6 through openings “B” is discharged. In case of failure in flight of the gas turbine engine 4 include emergency landing engine 27.

Применение предложенного технического решения позволило:Application of the proposed technical solution allowed:

- улучшить управляемость летательным аппаратом, за счет одновременного изменения расхода топлива в определенный модуль камеры сгорания и соответствующих, установленных по обе стороны от него сопловых лопаток.- improve the controllability of the aircraft, due to the simultaneous change in fuel consumption in a specific module of the combustion chamber and the corresponding nozzle blades installed on both sides of it.

Claims

1. Aircraft containing an axially symmetric body, a fuel tank and an instrument compartment, a gas turbine engine containing a compressor, a combustion chamber, a turbine and a jet nozzle, a gas turbine engine installed along the vertical axis of the body, has a combustion chamber made of multi-section with fuel systems containing controllers flow rate for each section, and with an adjustable nozzle apparatus of the turbine containing nozzle blades mounted for rotation, characterized in that the drive is equipped each nozzle blade, and the number of nozzle blades is equal to the number of sections of the combustion chamber.

2. The aircraft according to claim 1, characterized in that the nozzle blades are placed between sections of the combustion chamber.

3. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that the compressor is made centrifugal with axial inlet and axial output.

4. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that a fuel tank is installed inside the gas turbine engine.

5. The aircraft according to claim 1 or 2, characterized in that an emergency landing engine is installed inside the jet nozzle.