RU2773972C1

RU2773972C1 - Cristop rotor-wing aircraft (crwa), hybrid power plants (hpp) and method for functioning of crwa with hpp (options)

Info

Publication number: RU2773972C1
Application number: RU2021134110A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Михайлович Криштоп
Original assignee: Анатолий Михайлович Криштоп
Filing date: 2021-11-22
Publication date: 2022-06-14

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation, in particular to the designs of rotary-wing aircraft and their power plants. Rotary-wing aircraft comprises a sealed carrier body in the form of a hemisphere with a cockpit, a passenger compartment and/or a cargo compartment, with an open cylindrical air channel located in the center of the hemisphere. A hybrid power plant is fixed on the inner surface of the channel, including a control system, a primary energy source, a reversible two-dimensional electric machine installed vertically, to the lower output shaft of which an air turbine is connected, which includes two rotor wheels with spokes, on which blades are installed with the ability to simultaneous change in the angle of attack. On the outer side of the toroidal fuel tanks there are two oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engines and/or pendulum-gate devices for reactive detonation combustion. Electric motors with a propeller are located on the outer surface of the hull and/or wings.

EFFECT: increased maneuverability, reliability and flight safety.

9 cl, 4 dwg

Description

Группа изобретений относится к области винтокрылых летательных аппаратов, сочетающих в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, использующих гибридную силовую установку, содержащую реактивные двигатели и/или двигатели внутреннего сгорания и систему из обратимой двухмерной электромашины и отдельных электродвигателей с пропеллером. Все варианты исполнения винтокрылых летательных аппаратов имеют возможность вертикального взлета и посадки на твердую поверхность любого типа и обладают сверхманевренностью, то есть практически могут быстро изменить направление полета в горизонтальной плоскости на любой угол и обладают высокой надежностью и безопасностью эксплуатации.SUBSTANCE: group of inventions relates to the field of rotary-wing aircraft, combining the properties of a helicopter, an airplane or a tiltrotor, using a hybrid power plant containing jet engines and/or internal combustion engines and a system of a reversible two-dimensional electric machine and separate electric motors with a propeller. All versions of rotary-wing aircraft are capable of vertical takeoff and landing on any type of hard surface and are highly maneuverable, i.e. they can practically quickly change the direction of flight in a horizontal plane at any angle and have high reliability and safety of operation.

Из существующего уровня техники известно транспортное средство - вертолет, винтокрылый аэродинамический летательный аппарат, обладающий свойством совершать взлет и посадку по вертикали, зависать в воздухе и перемещаться в любом направлении и у которого подъемная и движущая (пропульсивная) силы на всех этапах полета создаются одним или несколькими несущими винтами с приводом от одного или нескольких двигателей.From the existing level of technology, a vehicle is known - a helicopter, a rotary-wing aerodynamic aircraft that has the ability to take off and land vertically, hover in the air and move in any direction and in which the lifting and driving (propulsion) forces at all stages of flight are created by one or more rotors driven by one or more engines.

Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - самолет, воздушное судно, предназначенное для полетов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного, относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу.Also known from the existing prior art is a vehicle - an airplane, an aircraft designed to fly in the atmosphere with the help of a power plant that creates thrust and is stationary relative to other parts of the wing apparatus that creates lift.

Также из существующего уровня техники известно транспортное средство конвертоплан - (винтоплан), летательный аппарат с поворотными движителями (как, правило, винтовыми), которые на взлете и при посадке работают как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие; при этом подъемная сила обеспечивается крылом самолетного типа. Обычно двигатели поворачиваются вместе с винтами, но могут поворачиваться одни лишь винты.Also known from the existing prior art is a tiltrotor vehicle - (rotorplane), an aircraft with rotary propellers (usually screw propellers), which operate as lifting during takeoff and landing, and as pulling in level flight; in this case, the lifting force is provided by an aircraft-type wing. Normally the motors turn with the propellers, but only the propellers can turn.

Из уровня техники известны также электрические машины с вращающимся статором и ротором, или так называемые двухмерные электрические машины, имеющие две вращающиеся части и две степени свободы, и имеющие при математическом описании процессов преобразования энергии два уравнения движения [Копылов И.П. Электрические машины: учебник для вузов / И.П. Копылов. - 3-е изд., испр. - М.: Высш. шк., 2002. - 607 с.].Also known from the prior art are electrical machines with a rotating stator and rotor, or the so-called two-dimensional electrical machines, having two rotating parts and two degrees of freedom, and having two equations of motion in the mathematical description of energy conversion processes [Kopylov I.P. Electrical machines: a textbook for universities / I.P. Kopylov. - 3rd ed., Rev. - M.: Higher. school, 2002. - 607 p.].

Также из существующего уровня техники известны различные схемы гибридных силовых установок (ГСУ), например вариант ГСУ, разрабатываемый ЦИАМ на базе турбовального двигателя ТВ 2-117 с электрогенератором, которые устанавливаются в хвостовой части самолета, а в носовой части самолета отдельный электродвигатель с пропеллером.Also, various schemes of hybrid power plants (HPU) are known from the existing state of the art, for example, a HPU variant developed by CIAM based on a TV 2-117 turboshaft engine with an electric generator, which are installed in the tail section of the aircraft, and a separate electric motor with a propeller in the nose of the aircraft.

Известен также патент на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), в котором описано «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения», характеризующееся тем, что включает в себя систему подачи воздуха, использующую, как минимум один источник предварительно сжатого воздуха, систему подачи топлива, использующую, как минимум, один вид топлива, и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения, работающими, как минимум, от основной топливной системы, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи топливовоздушной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи топливно-воздушной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении.Also known is a patent for utility model RU 164690 dated March 22, 2016 (author Anatoly Mikhailovich Krishtop (RU), which describes a “Pendulum-gate device for reactive detonation combustion”, characterized in that it includes an air supply system using at least one a source of pre-compressed air, a fuel supply system using at least one type of fuel, and a detonation combustion system consisting of a dynamic gas generation chamber, a ceramic combustion chamber, with at least two separate detonation combustion process initiators operating at least , from the main fuel system, the outlet nozzle and the pendulum ceramic gate located inside the detonation combustion system, the axis of which has the ability to fix it in the middle position, to separate the detonation combustion system in the longitudinal section into two equal symmetrical unlocked areas in the non-operating mode, and the possibility of limited turns to extreme positions of the ceramic gate in the operating mode, for dividing the detonation combustion system in the longitudinal section into two areas of the detonation combustion system that are alternately dynamically locked in antiphase, one of which is open from the air-fuel mixture supply side and is locked towards the outlet nozzle, and the other is locked in antiphase from the fuel-air mixture supply side and is open towards the outlet nozzle, and also includes at least one starter device, which has the ability to rotate the axis of the pendulum ceramic gate to its extreme positions, as well as to fix the axis of the pendulum ceramic gate in its middle position .

Из уровня техники также известно, что реактивные двигатели, использующие «быстрое» детонационное горение намного эффективнее существующих реактивных двигателей, использующих «медленное» обычное горение топлива.It is also known from the prior art that jet engines using "fast" detonation combustion are much more efficient than existing jet engines using "slow" conventional fuel combustion.

Однако из уровня техники не известны гибридная силовая установка, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента тепловых двигателей или турбин, и не известен винтокрылый летательный аппарат с такой гибридной силовой установкой, сочетающий в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана.However, a hybrid power plant is not known from the prior art, in which the drive of a reversible two-dimensional electric machine with an air turbine on the shafts is carried out from the thrust of jet engines and / or the torque of heat engines or turbines, and a rotorcraft with such a hybrid power plant is not known, combining in imagine the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor.

Таким образом, остается актуальной задача создания винтокрылого летательного аппарата, сочетающего в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, с гибридной силовой установкой, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента газовых турбин и/или двигателей внутреннего сгорания.Thus, the problem of creating a rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, airplane or tiltrotor with a hybrid power plant, in which the drive of a reversible two-dimensional electric machine with an air turbine on the shafts, is carried out from the thrust of jet engines and/or the torque of gas turbines and /or internal combustion engines.

Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание винтокрылого летательного аппарата, сочетающего в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, с гибридной силовой установкой, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента газовых турбин и/или двигателей внутреннего сгорания.The objective of achieving the technical result, which is directed by the claimed group of inventions, is the creation of a rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor, with a hybrid power plant, in which the drive of a reversible two-dimensional electric machine with an air turbine on the shafts is carried out from the thrust of jet engines and /or torque of gas turbines and/or internal combustion engines.

Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 1 формулы изобретения.This task (achieving a technical result) is solved by the proposed hybrid power plant according to paragraph 1 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 2 формулы изобретения.The specified problem (achieving a technical result) is also solved by the fact that the proposed hybrid power plant according to paragraph 2 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 3 формулы изобретения.The specified problem (achieving a technical result) is also solved by the fact that the proposed hybrid power plant according to paragraph 3 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 5 формулы изобретения.The specified problem (achieving a technical result) is also solved by the fact that the proposed hybrid power plant according to paragraph 5 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Винтокрылый Летательный Аппарат Криштопа по пункту 6 формулы изобретения.The specified task (achieving a technical result) is also solved by the fact that the proposed Rotorcraft Cristop according to paragraph 6 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Винтокрылый Летательный Аппарат Криштопа по пункту 7 формулы изобретения.The specified task (achieving a technical result) is also solved by the fact that the proposed Rotorcraft Cristop according to paragraph 7 of the claims.

Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Винтокрылый Летательный Аппарат Криштопа по пункту 8 формулы изобретения.The specified task (achieving a technical result) is also solved by the fact that the proposed Rotorcraft Cristop according to paragraph 8 of the claims.

Технический результат достигается также в способе функционирования Винтокрылого Летательного Аппарата Криштопа по пункту 9 формулы изобретения.The technical result is also achieved in the method of functioning of the Rotorcraft Cristop according to paragraph 9 of the claims.

Сущность группы изобретений поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3 и Фиг. 4.The essence of the group of inventions is illustrated by the drawings of Fig. 1, Fig. 2, Fig. 3 and FIG. four.

На чертеже Фиг. 1 представлены пояснительные эскизы Винтокрылого Летательного Аппарата Криштопа (далее - ВЛАК) с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ) для вариантов исполнения ВЛАК по пунктам 5 и 6 формулы изобретения с ГСУ по пунктам 1 и 2 формулы изобретения, которые используют пульсирующие воздушно-реактивные двигатели и/или маятниково-шиберные устройства реактивного детонационного горения и ВЛАК с ГСУ на эскизе Фиг. 1-1/1- содержат систему управления (на чертеже не показана), первичный источник энергии, например аккумуляторная батарея (на чертеже не показана), обратимую двухмерную электромашину 6, статор 5 и ротор 4 которой свободно вращаются в верхнем опорном подшипниковом узле 3, жестко закрепленном вместе с устройством регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 конструктивно совмещенного с наружным корпусом верхнего подшипникового узла 3 и вместе жестко закрепленных на несущем корпусе 1 в виде полусферы через кронштейны 32 в верхней части расположенного в центре полусферы открытого цилиндрического воздушного канала 33, в нижней части которого через кронштейны 34 также жестко закреплен нижний опорный подшипниковый узел 12, на уровне нижней горизонтальной поверхности 13 несущего корпуса 1 в виде полусферы, где к нижнему полому выходному валу 11 обратимой двухмерной электромашины 6 подключена воздушная турбина, включающая в себя верхнее роторное колесо, например правого вращения, со спицами 30 (Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 14 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки и свой тороидальный топливный бак 8, на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 9 и 16, и включающая в себя также нижнее роторное колесо, например, соответственно противоположного левого вращения, со спицами 30 (показаны на Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 19 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки и свой тороидальный топливный бак 18, на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 17 и 20 и при этом нижнее роторное колесо жестко закреплено на цельном выходном валу 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6. Внутреннее пространство 7 внутри между нижней горизонтальной поверхностью 13 и несущим корпусом 1 в виде полусферы, за исключением объема открытого цилиндрического воздушного канала 33, предназначено для полезной нагрузки, например для кабины пилота и салона пассажиров и/или грузового отсека. Устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 конструктивно совмещено с наружным корпусом верхнего опорного подшипникового узла 3 и показано на эскизе Фиг. 2-2/2-, колеса шасси, имеющие или не имеющие электропривод, могут быть любого известного типа. Также на чертеже Фиг. 1 представлен пояснительный эскиз Фиг. 1-1/2- воздушной турбины (вид снизу) в составе ГСУ, включающей в себя верхнее роторное колесо, содержащее лопасти 14 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и тороидальный топливный бак 8 (на проекции снизу закрыт видом нижнего тороидального топливного бака 18), на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 9 и 16, и также включающий в себя нижнее роторное колесо, содержащее лопасти 19 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и тороидальный топливный бак 18, на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 17 и 20, и таким образом, оба роторных колеса имеют возможность свободного разнонаправленного вращения в подшипниковых узлах, жестко закрепленных в несущем корпусе 1 ВЛАК.In the drawing of Fig. 1 shows explanatory sketches of the Krishtop Rotorcraft (hereinafter referred to as the VLAK) with a hybrid power plant (hereinafter referred to as the HPU) for the VLAK versions according to paragraphs 5 and 6 of the claims with the HSU according to paragraphs 1 and 2 of the claims that use pulse jet engines and/or pendulum-gate devices for reactive detonation combustion and HLA with HSU in the sketch of FIG. 1-1/1- contain a control system (not shown in the drawing), a primary energy source, such as a battery (not shown in the drawing), a reversible two-dimensional electric machine 6, the stator 5 and the rotor 4 which rotate freely in the upper support bearing assembly 3, rigidly fixed together with a control device for changing position in flight in a horizontal plane 2 structurally aligned with the outer housing of the upper bearing assembly 3 and together rigidly fixed on the carrier body 1 in the form of a hemisphere through brackets 32 in the upper part of the open cylindrical air channel 33 located in the center of the hemisphere, in the lower part of which, through the brackets 34, the lower support bearing assembly 12 is also rigidly fixed, at the level of the lower horizontal surface 13 of the carrier housing 1 in the form of a hemisphere, where an air turbine is connected to the lower hollow output shaft 11 of the reversible two-dimensional electric machine 6, including the upper rotor wheel , for example right about rotation, with spokes 30 (Fig. 3-3/2-), on which the blades 14 of the air turbine are installed, with the possibility of simultaneously changing the angle of attack and its toroidal fuel tank 8, on which the oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engine and/or pendulum-gate device are rigidly fixed jet detonation combustion 9 and 16, and also includes a lower rotor wheel, for example, respectively opposite left rotation, with spokes 30 (shown in Fig. 3-3/2-), on which air turbine blades 19 are mounted, with the possibility of simultaneous changes in the angle of attack and its toroidal fuel tank 18, on which oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engine and / or pendulum-gate device of reactive detonation combustion 17 and 20 are rigidly fixed, and the lower rotor wheel is rigidly fixed to the solid output shaft 10 rotor 4 of a reversible two-dimensional electric machine 6. Internally e space 7 inside between the lower horizontal surface 13 and the carrier body 1 in the form of a hemisphere, with the exception of the volume of the open cylindrical air channel 33, is intended for payload, for example, for the cockpit and passenger compartment and / or cargo compartment. The control device for changing position in flight in the horizontal plane 2 is structurally aligned with the outer housing of the upper support bearing assembly 3 and is shown in the sketch of Fig. 2-2/2-, the wheels of the chassis, with or without power, can be of any known type. Also in the drawing of Fig. 1 is an explanatory sketch of FIG. 1-1/2- air turbine (bottom view) as part of the HPU, including the upper rotor wheel containing the blades 14 of the air turbine, which have the ability to change the angle of attack, and the toroidal fuel tank 8 (in the projection from below it is closed by the view of the lower toroidal fuel tank 18), on which oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engine and/or pendulum-gate device of reactive detonation combustion 9 and 16 are rigidly fixed, and also includes a lower rotor wheel containing blades 19 of an air turbine with the ability to change angles attacks, and a toroidal fuel tank 18, on which oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engine and/or pendulum-gate device of reactive detonation combustion 17 and 20 are rigidly fixed, and thus both rotor wheels have the possibility of free multidirectional rotation in bearing knots, rigidly fixed in the bearing housing 1 VLAK.

На чертеже Фиг. 2 - представлены эскиз Фиг. 2-2/2-, устройства регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости и эскизы Фиг. 2-2/1-, Фиг. 2-2/3-, Фиг. 2-2/4-, различных режимных положений взлета, горизонтального полета и посадки ВЛАК с ГСУ.In the drawing of Fig. 2 is a sketch of FIG. 2-2/2-, horizontal flight position control devices and sketches of FIG. 2-2/1-, Fig. 2-2/3-, Fig. 2-2/4-, various modes of take-off, level flight and landing VLAK with HSU.

На эскизе Фиг. 2-2/2- показан вид устройства регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 конструктивно совмещенного с наружным корпусом верхнего подшипникового узла 3, вместе жестко закрепленных на несущем корпусе 1 в виде полусферы. Внутри верхнего подшипникового узла 3 через ролики 29 свободно вращается внутренний цельный выходной вал 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6. и нижнее (левого вращения) роторное колесо с лопастями 19 воздушной турбины, а также через ролики 29 свободно вращается внешний полый выходной вал 11 статора 5 обратимой двухмерной электромашины 6 и верхнее (правого вращения) роторное колесо с лопастями 14 воздушной турбины. Сверху, вплотную к верхнему подшипниковому узлу 3 примыкает устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2, представляющее собой полый цилиндр, внутри которого напротив цельного выходного вала 10 расположен управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 25 с возвратной пружиной 26, а напротив полого выходного вала 11 расположен управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 28 с возвратной пружиной 27.In the sketch of Fig. 2-2/2- shows a view of the control device for changing position in flight in a horizontal plane 2 structurally combined with the outer housing of the upper bearing assembly 3, together rigidly fixed to the carrier housing 1 in the form of a hemisphere. Inside the upper bearing unit 3 through the rollers 29 freely rotates the internal solid output shaft 10 of the rotor 4 of the reversible two-dimensional electric machine 6. and the lower (left rotation) rotor wheel with blades 19 of the air turbine, and also through the rollers 29 freely rotates the outer hollow output shaft 11 of the stator 5 reversible two-dimensional electric machine 6 and the upper (right rotation) rotor wheel with blades 14 of the air turbine. From above, close to the upper bearing assembly 3, there is a control device for changing position in flight in a horizontal plane 2, which is a hollow cylinder, inside of which, opposite the solid output shaft 10, there is a drive-controlled (not shown in the drawing) clutch 25 with a return spring 26, and opposite The hollow output shaft 11 is driven by a drive (not shown in the drawing) clutch 28 with a return spring 27.

На эскизах Фиг. 2-2/1-, Фиг. 2-2/3-, Фиг. 2-2/4- показаны различные режимные положения элементов ВЛАК с ГСУ левого крыла 23 и правого крыла 24 самолетного типа, например, имеющими возможность складываться, и на каждом из которых расположены, по одному отдельному электродвигателю с пропеллером 21 и отдельному электродвигателю с пропеллером 22, имеющим возможность изменения положения относительно плоскости крыла. На эскизе Фиг. 2-2/1- показан первый вариант взлетно-посадочного режима ВЛАК, на котором левое крыла 23 и правое крыла 24 самолетного типа, подняты в вертикальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22, в составе ГСУ установлены в положение, как подъемные. На эскизе Фиг. 2-2/3- показан второй вариант взлетно-посадочного режима ВЛАК, на котором левое крыла 23 и правое крыла 24 самолетного типа, установлены в горизонтальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22, в составе ГСУ установлены в положение, как подъемные. На эскизе Фиг. 2-2/4- показан вариант режима ВЛАК в горизонтальном полете, при котором левое крыла 23 и правое крыла 24 самолетного типа, установлены в горизонтальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22, в составе ГСУ установлены в положение, как тянущие.In the sketches of Fig. 2-2/1-, Fig. 2-2/3-, Fig. 2-2/4- shows the various regime positions of the elements of the VLAK with the HSU of the left wing 23 and the right wing 24 of the aircraft type, for example, having the ability to be folded, and each of which is located, one separate electric motor with a propeller 21 and a separate electric motor with a propeller 22 having the ability to change position relative to the plane of the wing. In the sketch of Fig. 2-2/1- shows the first version of the VLAK takeoff and landing mode, in which the left wing 23 and the right wing 24 of the aircraft type are raised to a vertical position, and a separate electric motor with a propeller 21 and a separate electric motor with a propeller 22, as part of the GSU, are installed in position like lifting. In the sketch of Fig. 2-2/3- shows the second version of the VLAK takeoff and landing mode, in which the left wing 23 and the right wing 24 of the aircraft type are installed in a horizontal position, and a separate electric motor with a propeller 21 and a separate electric motor with a propeller 22, as part of the HSU, are installed in position like lifting. In the sketch of Fig. 2-2/4- shows a variant of the VLAK mode in level flight, in which the left wing 23 and the right wing 24 of the aircraft type are set to a horizontal position, and a separate electric motor with a propeller 21 and a separate electric motor with a propeller 22, as part of the GSU, are set to the position like pulling.

На чертеже Фиг. 3-представлены эскиз Фиг. 3-3/1-, на котором показаны устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2, конструктивно совмещенного с наружным корпусом верхнего подшипникового узла 3 и вместе жестко закрепленных на несущем корпусе 1 в виде полусферы через кронштейны 32 в верхней части расположенного в центре полусферы открытого цилиндрического воздушного канала 33 (вид сверху). На эскизе Фиг. 3-3/2- показаны элементы нижнего роторного колеса на выходном валу 10, левого вращения, со спицами 30 на которых установлены с профилем 31 лопасти 19 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки Фиг. 3-3/3- относительно плоскости нижнего роторного колеса с тороидальным топливным баком 18, механизм поворота лопастей известного типа и на эскизе не показан.In the drawing of Fig. 3 is a sketch of Fig. 3-3/1-, which shows the control device for changing position in flight in a horizontal plane 2, structurally aligned with the outer housing of the upper bearing assembly 3 and together rigidly fixed to the carrier housing 1 in the form of a hemisphere through brackets 32 in the upper part located in the center hemispheres of an open cylindrical air channel 33 (top view). In the sketch of Fig. 3-3/2- shows the elements of the lower rotor wheel on the output shaft 10, left rotation, with the spokes 30 on which the blades 19 of the air turbine are installed with the profile 31, with the possibility of simultaneously changing the angle of attack. 3-3/3- relative to the plane of the lower rotor wheel with a toroidal fuel tank 18, the mechanism for turning the blades is of a known type and is not shown in the sketch.

На чертеже Фиг. 4 - представлены пояснительные эскизы варианта исполнения ВЛАК по пункту 7 формулы изобретения с ГСУ по пункту 3 формулы изобретения, где используются, как минимум, две газовые турбины и/или два двигателя внутреннего сгорания, а вместо топливных баков на роторных колесах воздушной турбины установлены бандажи, жестко закрепленные на спицах, и ВЛАК с ГСУ на эскизе Фиг. 4-4/- содержат систему управления (на чертеже не показана), первичный источник энергии, например аккумуляторная батарея (на чертеже не показана), обратимую двухмерную электромашину 6, статор 5 и ротор 4 которой свободно вращаются в верхнем опорном подшипниковом узле 3, конструктивно совмещенного в одном корпусе с отдельными редукторами, например, двух газовых турбин: газовая турбина 38, закрепленная через кронштейны (на эскизе не показаны) на внутренней поверхности 37 открытого цилиндрического воздушного канала 33, подключенная через отдельный редуктор 35 к верхнему выходному полому валу 11 и газовая турбина 39, закрепленная через кронштейны (на эскизе не показаны) на внутренней поверхности 37 открытого цилиндрического воздушного канала 33, подключенная через отдельный редуктор 36 к верхнему выходному цельному валу 10. При этом устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости, выполненное по аналогии с конструкцией на эскизе Фиг. 2-2/2- также конструктивно совмещено в одном корпусе с каждым отдельным редуктором - в отдельном редукторе 35 к верхнему выходному полому валу 11 имеет возможность прижиматься управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 25 с возвратной пружиной 26, а в отдельном редукторе 36 к верхнему выходному цельному валу 10 имеет возможность прижиматься управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 28 с возвратной пружиной 27. Весь узел подшипникового узла 3, конструктивно совмещенного в одном корпусе с отдельными редукторами 35 и 36 жестко закреплен на несущем корпусе 1 в виде полусферы через кронштейны 32 в верхней части расположенного в центре полусферы открытого цилиндрического воздушного канала 33, в нижней части которого через кронштейны 34 также жестко закреплен нижний опорный подшипниковый узел 12, на уровне нижней горизонтальной поверхности 13 несущего корпуса 1 в виде полусферы, где к нижнему полому выходному валу 11 обратимой двухмерной электромашины 6 подключена воздушная турбина, включающая в себя верхнее роторное колесо с наружным бандажом 40, например правого вращения, со спицами 30 (Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 14 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки, и включающая в себя также нижнее роторное колесо с наружным бандажом 41, например, соответственно противоположного левого вращения, со спицами 30 (Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 19 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки, и при этом нижнее роторное колесо жестко закреплено на цельном выходном валу 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6. Внутреннее пространство 7 внутри между нижней горизонтальной поверхностью 13 и несущим корпусом 1 в виде полусферы, за исключением объема открытого цилиндрического воздушного канала 33, предназначено для полезной нагрузки, например для кабины пилота и салона пассажиров и/или грузового отсека. Колеса шасси, имеющие или не имеющие электропривод, могут быть любого известного типа. Также на чертеже Фиг. 4 представлен пояснительный эскиз (Фиг. 4-4/2-) воздушной турбины (вид снизу) в составе ГСУ, включающей в себя верхнее роторное колесо, содержащее лопасти 14 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и наружный бандаж 40 (на проекции снизу закрыт видом нижнего наружного бандажа 41), на котором жестко закреплены спицы 30 (аналогично Фиг. 3-3/2-), и также включающий в себя нижнее роторное колесо, содержащее лопасти 19 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и наружный бандаж 41, на котором жестко закреплены спицы 30 (аналогично Фиг. 3-3/2-). И таким образом, оба роторных колеса имеют возможность свободного разнонаправленного вращения в подшипниковых узлах, жестко закрепленных в несущем корпусе 1 ВЛАК.In the drawing of Fig. 4 - explanatory sketches of the VLAK version according to paragraph 7 of the claims with the GSU according to paragraph 3 of the claims are presented, where at least two gas turbines and / or two internal combustion engines are used, and tires are installed on the rotor wheels of the air turbine instead of fuel tanks, rigidly fixed on the spokes, and VLAK with HSU in the sketch of Fig. 4-4/- contain a control system (not shown in the drawing), a primary energy source, such as a battery (not shown in the drawing), a reversible two-dimensional electric machine 6, the stator 5 and the rotor 4 which rotate freely in the upper support bearing assembly 3, structurally combined in one housing with separate gearboxes, for example, two gas turbines: gas turbine 38, fixed through brackets (not shown in the sketch) on the inner surface 37 of an open cylindrical air channel 33, connected through a separate gearbox 35 to the upper output hollow shaft 11 and gas turbine 39, fixed through brackets (not shown in the sketch) on the inner surface 37 of the open cylindrical air channel 33, connected through a separate gearbox 36 to the upper output solid shaft 10. At the same time, the control device for changing position in flight in a horizontal plane, made by analogy with the design in the sketch of Fig. 2-2/2- is also structurally combined in one housing with each individual gearbox - in a separate gearbox 35 to the upper output hollow shaft 11 it is possible to press the clutch 25 controlled by the drive (not shown in the drawing) with a return spring 26, and in a separate gearbox 36 to the upper output solid shaft 10 is able to be pressed controlled by a drive (not shown in the drawing) friction clutch 28 with a return spring 27. The entire assembly of the bearing assembly 3, structurally combined in one housing with separate gearboxes 35 and 36, is rigidly fixed to the carrier housing 1 in the form of a hemisphere through the brackets 32 in the upper part of the open cylindrical air channel 33 located in the center of the hemisphere, in the lower part of which the lower support bearing assembly 12 is also rigidly fixed through the brackets 34, at the level of the lower horizontal surface 13 of the carrier housing 1 in the form of a hemisphere, where to the lower hollow outlet shaft 11 of a reversible two-dimensional electric machine 6 is connected to the air external turbine, which includes an upper rotor wheel with an outer bandage 40, for example, right-hand rotation, with spokes 30 (Fig. 3-3/2-), on which the blades 14 of the air turbine are installed, with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and also including the lower rotor wheel with an outer shroud 41, for example, respectively, of opposite left rotation, with spokes 30 (Fig. 3 -3/2-), on which the blades 19 of the air turbine are installed, with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and the lower rotor wheel is rigidly fixed to the solid output shaft 10 of the rotor 4 of the reversible two-dimensional electric machine 6. The internal space 7 inside between the lower horizontal surface 13 and the carrier body 1 in the form of a hemisphere, with the exception of the volume of the open cylindrical air channel 33, is intended for payload, for example, for the cockpit and passenger compartment and / or cargo compartment. The wheels of the chassis, whether or not electrically driven, may be of any known type. Also in the drawing of Fig. 4 is an explanatory sketch (Fig. 4-4/2-) of an air turbine (bottom view) as part of the HPU, which includes an upper rotor wheel containing air turbine blades 14 with the ability to change angles of attack, and an external shroud 40 (in the projection closed from below by the view of the lower outer bandage 41), on which the spokes 30 are rigidly fixed (similar to Fig. 3-3/2-), and also includes a lower rotor wheel containing air turbine blades 19 with the ability to change the angles of attack, and the outer bandage 41, on which spokes 30 are rigidly fixed (similar to Fig. 3-3/2-). And thus, both rotor wheels have the possibility of free multidirectional rotation in bearing assemblies, rigidly fixed in the bearing housing 1 VLAK.

Работа наиболее предпочтительного по удобству хранения в небольшом ангаре и по малой себестоимости эконом варианта исполнения ВЛАК с ГСУ описанного на чертеже Фиг. 1 с использованием недорогих, например бесклапанных пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (далее - ПуВРД) и двух, крыльев самолетного типа, имеющими возможность складываться с недорогими асинхронными отдельными электродвигателями с пропеллером 21 и с пропеллером 22, с дешевой свинцово - кислотной аккумуляторной батареей, емкость которой должна быть достаточной только для запуска ГСУ и для обеспечения аварийной мягкой безопасной посадки ВЛАК при 20 секундном питании в двигательном режиме обратимой двухмерной электромашины 6, выполненной, например, в виде синхронной машины с постоянными очень мощными ниодимовыми магнитами на роторе, а подключение вращающейся трехфазной обмотки статора осуществляется, например, через контактные кольца с электрическими щетками к инвертору, преобразующему электроэнергию переменного тока в постоянный ток и наоборот (аналогичные схемы используются в электромобилях Chevrolet Volt и Bolt, в BMW i3, в Nissan Leaf) с наиболее целесообразной воздушной системой охлаждения за счет мощного движения воздуха в открытом цилиндрическом воздушном канале 33 при вращении лопастей 14 и 19 воздушной турбины - и происходит следующим образом. В исходном положении ГСУ отключено, с полностью заправленными тороидальным топливным баком 8 и тороидальным топливным баком 18, а крылья самолетного типа, имеющие возможность складываться находятся в вертикальном положении Фиг. 2-2/1-, при нулевом угле атаки лопастей 14 и 19 роторных колес воздушной турбины Фиг. 3-3/3-. Затем блок управления подает напряжение от первичного источника энергии - аккумулятора включая, таким образом, обратимую двухмерную электромашину 6, в режиме электродвигателя и путем раскрутки в противоположных направлениях статора 5 и ротора 4, которые свободно вращаются в верхнем подшипниковом узле 3 и нижнем подшипниковом узле 12 до оборотов, достаточных для создания достаточного давления набегающего потока воздуха для запуска в работу ПуВРД. Как известно из уровня техники, для запуска ПуВРД на уровне земной поверхности достаточно линейной скорости 100 м/сек и при 250 м/сек ПуВРД выходит уже на рабочие режимы, а максимальный удельный импульс ПуВРД достигается при линейной скорости около 400 м/сек. Следовательно, для варианта исполнения ВЛАК, например, с диаметром роторных колес воздушной турбины ГСУ, равным 4 метра и соответственно с длиной окружности, описываемой при вращении ПуВРД, равной 12, 56 метра уже при достижении скорости вращения 50 об/мин каждого из валов 10 и 11 обратимой двухмерной электромашины 6, в режиме электродвигателя, линейная скорость каждого из ПуВРД в ГСУ составит более скорости 100 м/сек, что вполне достаточно для уверенного включения в работу ПуВРД. Запуская, таким образом, воздушную турбину в составе ГСУ под нагрузку, в режиме нулевого угла атаки лопастей 14 и 19 роторных колес воздушной турбины, механической нагрузкой которого будет пока только обратимая двухмерная электромашина 6, переведенная уже в режиме генератора, и которая будет обеспечивать электроснабжение отдельного электродвигателя с пропеллером 21 и отдельного электродвигателю с пропеллером 22 Фиг. 2-2/1-. Затем угол атаки лопастей 14 и 19 воздушной турбины в составе ГСУ переводится во взлетно-посадочный вертолетный режим и включаются на максимальную нагрузку отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22 с электроснабжением от обратимой двухмерной электромашины 6 в генераторном режиме работы, осуществляя, таким образом, вертикальный взлетный режим ВЛАК по вариантам взлетно-посадочного режима ВЛАК, показанных на эскизах Фиг. 2-2/1- или Фиг. 2-2/3- для варианта ВЛАК с крыльями самолетного типа, не имеющими возможность складываться. После плавного взлета ВЛАК и набора высоты, достаточной для горизонтального полета из варианта взлетно-посадочного режима ВЛАК, показанного на эскизе Фиг. 2-2/1- левое крыло 23 и правое крыло 24 самолетного типа, устанавливаются в горизонтальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22 переводятся из положения, как подъемные в положение, как тянущие в соответствии с эскизом Фиг. 2-2/4- для горизонтального полета ВЛАК. При необходимости уменьшения скорости (торможения) вплоть до зависания ВЛАК, осуществляется реверс - при обратном направлении вращения отдельных электродвигателей с пропеллером 21 и 22. А посадочный режим ВЛАК на любую твердую ровную площадку также может осуществляться при переводе отдельного электродвигателя с пропеллером 21 и отдельного электродвигателя с пропеллером 22 из положения, как тянущие в положение, как подъемные в соответствии с эскизами Фиг. 2-2/3- или Фиг. 2-2/1- и с плавным уменьшением угла атаки лопастей 14 и 19 воздушной турбины в составе ГСУ.The operation of the most preferred in terms of convenience of storage in a small hangar and at low cost is an economy version of the VLAK with HSU described in the drawing Fig. 1 using inexpensive, for example, valveless pulsating jet engines (hereinafter referred to as PuVRD) and two aircraft-type wings that can be folded with inexpensive asynchronous separate electric motors with a propeller 21 and with a propeller 22, with a cheap lead-acid battery, the capacity of which should be sufficient only to start the GSU and to ensure an emergency soft safe landing of the VLAK with a 20 second power supply in the motor mode of a reversible two-dimensional electric machine 6, made, for example, in the form of a synchronous machine with permanent very powerful neodymium magnets on the rotor, and the connection of a rotating three-phase stator winding carried out, for example, through slip rings with electric brushes to an inverter that converts AC to DC electricity and vice versa (similar circuits are used in Chevrolet Volt and Bolt electric vehicles, in BMW i3, in Nissan Leaf) with the most appropriate air system th cooling due to the powerful movement of air in the open cylindrical air channel 33 during the rotation of the blades 14 and 19 of the air turbine - and occurs as follows. In the initial position, the HPU is turned off, with the toroidal fuel tank 8 and the toroidal fuel tank 18 fully filled, and the airplane-type wings, which can be folded, are in a vertical position. 2-2/1-, at zero angle of attack of the blades 14 and 19 of the rotor wheels of the air turbine FIG. 3-3/3-. Then the control unit supplies voltage from the primary source of energy - the battery, thus turning on the reversible two-dimensional electric machine 6, in the mode of the electric motor and by spinning in opposite directions the stator 5 and the rotor 4, which freely rotate in the upper bearing assembly 3 and the lower bearing assembly 12 up to revolutions sufficient to create sufficient pressure of the oncoming air flow to start the PuVRD. As is known from the prior art, a linear speed of 100 m/s is sufficient to launch a PWRJ at the level of the earth's surface, and at 250 m/s, a PWRJ is already in operating modes, and the maximum specific impulse of a PWR is achieved at a linear speed of about 400 m/s. Therefore, for the VLAK version, for example, with a diameter of the rotor wheels of the HSU air turbine equal to 4 meters and, accordingly, with a circumference described during the rotation of the PuVRD equal to 12.56 meters already when the rotation speed of 50 rpm of each of the shafts 10 and 11 of a reversible two-dimensional electric machine 6, in the mode of an electric motor, the linear speed of each of the PUVRD in the GSU will be more than 100 m / s, which is quite enough for confident inclusion in the PUVRET operation. Thus, launching the air turbine as part of the HSU under load, in the zero angle of attack mode of the blades 14 and 19 of the rotor wheels of the air turbine, the mechanical load of which will be so far only a reversible two-dimensional electric machine 6, already transferred to the generator mode, and which will provide power to a separate propeller motor 21 and a separate propeller motor 22 FIG. 2-2/1-. Then the angle of attack of the blades 14 and 19 of the air turbine as part of the HSU is transferred to the takeoff and landing helicopter mode and the separate electric motor with the propeller 21 and the separate electric motor with the propeller 22 are switched on for maximum load with power supply from the reversible two-dimensional electric machine 6 in the generator mode of operation, thus carrying out Thus, the HLAC vertical takeoff mode according to the HLAC takeoff and landing modes shown in the sketches of Fig. 2-2/1- or Fig. 2-2/3 - for the VLAK version with aircraft-type wings that cannot be folded. After a smooth VLAK takeoff and a climb sufficient for level flight from the variant of the VLAK takeoff and landing mode shown in the sketch of Fig. 2-2/1- the left wing 23 and the right wing 24 of the aircraft type are set to a horizontal position, and the separate electric motor with propeller 21 and the separate electric motor with propeller 22 are transferred from the position as lifting to the position as pulling in accordance with the sketch of Fig. 2-2/4- for horizontal flight VLAK. If it is necessary to reduce the speed (braking) up to the hovering of the VLAK, a reverse is carried out - with the reverse direction of rotation of individual electric motors with propellers 21 and 22. propeller 22 from a position as pulling to a position as lifting in accordance with the sketches of FIG. 2-2/3- or Fig. 2-2/1- and with a smooth decrease in the angle of attack of the blades 14 and 19 of the air turbine as part of the GSU.

На всех режимах полета ВЛАК имеется также возможность дополнительного маневрирования для изменения направления полета, вплоть до режима «торможения задним ходом», путем изменения положения несущего корпуса 1 ВЛАК в горизонтальной плоскости с помощью устройства регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 эскиз Фиг. 2-2/1-, которое работает следующим образом - при приближении до момента фрикционного сцепления управляемого приводом (на чертеже не показан) фрикциона 25 с возвратной пружиной 26 к торцевой поверхности цельного выходного вала 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6 с нижним (левого вращения) роторным колесом с лопастями 19 воздушной турбины - несущему корпусу 1 ВЛАК будет передаваться вращательный момент левого вращения в горизонтальной плоскости и ВЛАК будет делать левый поворот, а при приближении до момента фрикционного сцепления управляемого приводом (на чертеже не показан) фрикциона 28 с возвратной пружиной 27 к торцевой поверхности внешнего полого выходного вала 11 статора 5 обратимой двухмерной электромашины 6 с верхним (правого вращения) роторным колесом с лопастями 14 воздушной турбины - несущему корпусу 1 ВЛАК будет передаваться вращательный момент правого вращения в горизонтальной плоскости и ВЛАК будет делать правый поворот. Таким образом, можно изменять направление полета, изменяя положение несущего корпуса 1 ВЛАК в горизонтальной плоскости, вплоть до режима «торможения задним ходом». В качестве первичных источников энергии, кроме аккумуляторной батареи могут использоваться источники энергии других известных типов. Вместо бесклапанных ПуВРД могут использоваться любые известные типы ПуВРД, включая разрабатываемые в настоящее время высокоэффективные детонационные ПуВРД. Алгоритм работы варианта исполнения ВЛАК с использованием вместо ПуВРД маятниково-шиберных устройств реактивного детонационного горения (МШУРДГ), описанных в патенте на ПМ RU 164690 аналогичен вышеописанному, так как варианты МШУРДГ с использованием дополнительного легковоспламеняющегося топлива позволяют осуществлять запуск при относительно низких линейных скоростях набегающего воздуха.In all flight modes of the VLAK, there is also the possibility of additional maneuvering to change the direction of flight, up to the "reverse braking" mode, by changing the position of the carrier body 1 of the VLAK in the horizontal plane using the control device for changing position in flight in the horizontal plane 2 sketch Fig. 2-2/1-, which works as follows - when approaching the moment of frictional clutch controlled by the drive (not shown in the drawing) of the clutch 25 with a return spring 26 to the end surface of the solid output shaft 10 of the rotor 4 of the reversible two-dimensional electric machine 6 with the lower (left rotation ) a rotor wheel with blades 19 of the air turbine - the bearing body 1 VLAK will transmit the torque of left rotation in the horizontal plane and the VLAK will make a left turn, and when approaching the moment of friction clutch controlled by the drive (not shown in the drawing) of the clutch 28 with a return spring 27 to the end surface of the outer hollow output shaft 11 of the stator 5 of the reversible two-dimensional electric machine 6 with the upper (right rotation) rotor wheel with the blades 14 of the air turbine - the bearing body 1 of the HLAC will be transmitted the torque of right rotation in the horizontal plane and the HLAC will make a right turn. Thus, it is possible to change the direction of flight by changing the position of the carrier body 1 VLAK in the horizontal plane, up to the "reverse braking" mode. As primary energy sources, in addition to the battery, other known types of energy sources can be used. Instead of valveless PUJE, any known types of PUJE can be used, including currently developed high-performance detonation PUJE. The operation algorithm of the VLAK version using pendulum-vane reactive detonation combustion devices (MSHURDG) instead of PuVRD described in the patent for PM RU 164690 is similar to that described above, since the MSHURDG variants using additional flammable fuel allow launching at relatively low linear velocities of the incoming air.

Алгоритм работы варианта исполнения ВЛАК по пункту 7 формулы изобретения с ГСУ по пункту 3 формулы изобретения в соответствии с эскизом Фиг. 4 аналогичен вышеописанному, но уже с более легким режимом запуска для аккумуляторной батареи, так как газовые турбины или ДВС подключены через редукторы и не требуется раскручивать воздушную турбину до линейных скоростей более 100 м/сек на уровне бандажей 40 и 41.The operation algorithm of the VLAK version according to paragraph 7 of the claims with the GSU according to paragraph 3 of the claims in accordance with the sketch of Fig. 4 is similar to that described above, but with an easier start mode for the battery, since gas turbines or internal combustion engines are connected through gearboxes and it is not necessary to spin the air turbine up to linear speeds of more than 100 m/s at the level of shrouds 40 and 41.

Вариант исполнения ВЛАК по пункту 8 формулы изобретения с ГСУ по пункту 4 формулы изобретения с элементами конструкции ВЛАК по эскизам Фиг. 1 и Фиг. 4 может быть использован для ВЛАК повышенной грузоподъемности и надежности, а алгоритм работы аналогичен вышеописанным вариантам. Конкретные технические параметры для каждого варианта исполнения ВЛАК с ГСУ определяются при проектировании, а также при НИР и ОКР прототипа изделия.A variant of the HLAC according to paragraph 8 of the claims with a HSU according to paragraph 4 of the claims with structural elements of the HLAC according to the sketches of Fig. 1 and FIG. 4 can be used for VLAK with increased carrying capacity and reliability, and the operation algorithm is similar to the above options. Specific technical parameters for each version of the VLAK with HSU are determined during the design, as well as during research and development of the product prototype.

Также достигается особо высокая надежность и безопасность эксплуатации для всех вариантов исполнения ВЛАК с ГСУ по пунктам 1-8 формулы изобретения по сравнению с винтокрылыми аппаратами других типов, например вертолет или конвертоплан при отказе всех двигателей внутреннего сгорания (ДВС) просто аварийно падают и в лучшем случае при удачной авторотации совершают жесткую посадку, в которой не все остаются в живых. А для всех вариантов исполнения ВЛАК с ГСУ существует вариант мягкой безопасной посадки даже при отказе всех двигателей внутреннего сгорания в составе ГСУ и осуществляется такой режим следующим образом. Например, даже при отказе всех ДВС на высоте несколько километров, ВЛАК с ГСУ может использовать режим авторотации воздушной турбины с соответствующим регулированием углов атаки лопастей воздушной турбины для подзарядки аккумуляторной батареи при генераторном режиме работы обратимой двухмерной электромашины бис реальным режимом управляемого полета ВЛАК для выбора подходящего места посадки за счет тяги отдельного электродвигателя с пропеллером 21 и отдельного электродвигателя с пропеллером 22, а при снижении до высоты около 100 метров перевести угол атаки лопастей воздушной турбины на взлетно-посадочный режим и уже в двигательном режиме работы обратимой двухмерной электромашины 6 за счет накопленной энергии в аккумуляторной батарее в режиме максимального 20-секундного разряда и осуществить, таким образом, мягкую управляемую безопасную аварийную посадку, что имеет аналогов в мире среди существующих типов винтокрылов.Also, a particularly high reliability and operational safety is achieved for all versions of the VLAK with HSU according to paragraphs 1-8 of the claims in comparison with other types of rotorcraft, for example, a helicopter or tiltrotor in case of failure of all internal combustion engines (ICE) simply crash and in the best case with a successful autorotation, they make a hard landing in which not everyone survives. And for all versions of the VLAK with HSU, there is a soft safe landing option even in the event of failure of all internal combustion engines in the HSU, and this mode is carried out as follows. For example, even if all internal combustion engines fail at a height of several kilometers, the HVLAK with HCS can use the autorotation mode of the air turbine with the appropriate regulation of the angles of attack of the air turbine blades to recharge the battery in the generator mode of operation of a reversible two-dimensional electric machine bis the real VLAK controlled flight mode to select a suitable place landing due to the thrust of a separate electric motor with a propeller 21 and a separate electric motor with a propeller 22, and when descending to a height of about 100 meters, transfer the angle of attack of the air turbine blades to the takeoff and landing mode and already in the motor mode of operation of the reversible two-dimensional electric machine 6 due to the accumulated energy in battery in the maximum 20-second discharge mode and thus perform a soft controlled safe emergency landing, which has analogues in the world among the existing types of rotorcraft.

Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании винтокрылого летательного аппарата, сочетающего в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, с гибридной силовой установкой, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента газовых турбин и/или двигателей внутреннего сгорания.Thanks to the above in the group of inventions, a technical result is achieved, which consists in creating a rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, an airplane or a tiltrotor, with a hybrid power plant, in which the drive of a reversible two-dimensional electric machine with an air turbine on the shafts is carried out from the thrust of jet engines and / or torque of gas turbines and/or internal combustion engines.

Claims

1. Hybrid power plant, which is designed for the design of a rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor, characterized in that it includes a control system, a primary power source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper thrust bearings , to the lower output shaft of which an air turbine is connected, which includes two rotor wheels with counter-rotating spokes, along the edges of each of which there are toroidal fuel tanks rigidly fixed on the spokes, on which the blades of the air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and on the outer side of the toroidal fuel tanks there are at least two oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engines, the jet thrust of which ensures the rotation of two counter-rotating rotor wheels, and also includes includes at least two separate propeller motors, which may be located on the outer surface of the hull and/or wings of the rotorcraft structure.

2. Hybrid power plant, which is designed for the design of a rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor, characterized in that it includes a control system, a primary power source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper thrust bearings , to the lower output shaft of which an air turbine is connected, which includes two rotor wheels with counter-rotating spokes, along the edges of each of which there are toroidal fuel tanks rigidly fixed on the spokes, on which the blades of the air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and on the outer side of the toroidal fuel tanks there are at least two oppositely located and oppositely directed pendulum-gate devices for reactive detonation combustion, the jet thrust of which ensures the rotation of two rotor wheels of opposite rotation and also includes at least two separate electric propeller motors, which may be located on the outer surface of the hull and/or wings of the rotorcraft structure.

3. Hybrid power plant, which is designed for the design of a rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor, characterized in that it includes a control system, a primary power source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper thrust bearings , to the lower output shaft of which an air turbine is connected, which includes two rotor wheels with spokes of opposite rotation, along the edges of each of which there are bandages rigidly fixed on the spokes, on which the blades of the air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and to the upper at least two gas turbines and/or two internal combustion engines are connected to the output shafts of a reversible two-dimensional electric machine through separate gearboxes, and also includes at least two separate electric motors with a propeller, which can be located on the outer surface of the housing and/or wings of a rotorcraft structure.

4. Hybrid power plant, which is designed for the design of a rotary-wing aircraft combining the properties of a helicopter, an airplane or a tiltrotor, characterized in that it includes a control system, a primary power source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper thrust bearings , to the lower output shaft of which an air turbine is connected, which includes two rotor wheels with counter-rotating spokes, along the edges of each of which there are toroidal fuel tanks rigidly fixed on the spokes, on which the blades of the air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and on the outer side of the toroidal fuel tanks there are at least two oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engines and / or pendulum-gate devices for reactive detonation combustion, the jet thrust of which provides rotation of two rotor wheels of opposite rotation, and at least two gas turbines and / or two internal combustion engines are connected to the upper output shafts of a reversible two-dimensional electric machine through separate gearboxes, and also includes at least two separate electric motors with a propeller, which can be located on the outer surfaces of the hull and/or wings of the rotorcraft structure.

5. A rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, an airplane or a tiltrotor, characterized by the fact that it includes a sealed bearing body in the form of a hemisphere made of light and durable material with a cockpit, passenger cabin and / or cargo compartment, located in the center hemisphere by an open cylindrical air channel, on the inner surface of which a hybrid power plant is fixed, including a control system, a primary energy source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper support bearings, to the lower output shaft of which an air turbine is connected, including two rotor wheels with spokes of opposite rotation, on the edges of each of which there are toroidal fuel tanks, rigidly fixed on the spokes, on which the blades of an air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and on the outer side of the toroidal fuel tanks there are at least two oppositely located and oppositely directed pulsating jet engines are laid, the jet thrust of which ensures the rotation of two rotor wheels of opposite rotation, and also includes at least two separate electric motors with a propeller, which can be located on the outer surface of the hull and / or wings of a rotorcraft structure, wherein the carrier body also includes a control device for changing attitude in flight in a horizontal plane and at least two airplane-type wings, with or without the ability to fold, and each of which contains at least one separate electric motor with a propeller with or without the ability to change position relative to the wing plane, and also the supporting body also includes at least three landing gear wheels, with or without electric drive.

6. A rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor, characterized in that it includes a sealed bearing body in the form of a hemisphere of light and durable material with a cockpit, a passenger compartment and / or cargo compartment, located in the center hemisphere with an open cylindrical air channel, on the inner surface of which a hybrid power plant is fixed, which is designed for the design of a rotary-wing aircraft, including a control system, a primary energy source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper support bearings, to the lower output shaft to which an air turbine is connected, which includes two rotor wheels with counter-rotating spokes, along the edges of each of which there are toroidal fuel tanks rigidly fixed on the spokes, on which the blades of the air turbine are installed with the possibility of simultaneous and change the angle of attack, and on the outer side of the toroidal fuel tanks there are at least two oppositely located and oppositely directed pendulum-gate devices for reactive detonation combustion, the jet thrust of which ensures the rotation of two rotor wheels of opposite rotation, and also includes at least two separate electric motors with a propeller, which can be located on the outer surface of the hull and / or wings of the rotorcraft structure, while the supporting body also includes a device for controlling changes in position in flight in a horizontal plane and at least two airplane-type wings, with or without the ability to fold , and on each of which there are at least one separate electric motor with a propeller, with or without the ability to change position relative to the wing plane, the supporting body also includes at least three landing gear wheels, them with or without electric drive.

7. A rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, an airplane or a tiltrotor, characterized in that it includes a sealed bearing body in the form of a hemisphere made of light and durable material with a cockpit, passenger cabin and / or cargo compartment, located in the center hemisphere by an open cylindrical air channel, on the inner surface of which a hybrid power plant is fixed, including a control system, a primary energy source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper support bearings, to the lower output shaft of which an air turbine is connected, including two rotor wheels with spokes of opposite rotation, along the edges of each of which there are bandages rigidly fixed on the spokes, on which the blades of an air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and connected to the upper output shafts of a reversible two-dimensional electric machine through separate gearboxes, at least two gas turbines and/or two internal combustion engines, and also includes at least two separate electric motors with a propeller, which can be located on the outer surface of the hull and/or wings of the rotorcraft structure, while the supporting body also includes a control device for changing the position in flight in a horizontal plane and at least two airplane-type wings, with or without the ability to fold, and each of which contains at least one separate electric motor with a propeller with or without the ability to change attitude relative to the plane of the wing, and also the supporting body also includes at least three landing gear wheels, with or without electric drive.

8. A rotary-wing aircraft that combines the properties of a helicopter, aircraft or tiltrotor, characterized in that it includes a sealed bearing body in the form of a hemisphere of light and durable material with a cockpit, a passenger cabin and / or cargo compartment, located in the center hemisphere by an open cylindrical air channel, on the inner surface of which a hybrid power plant is fixed, including a control system, a primary energy source, a reversible two-dimensional electric machine mounted vertically on the lower and upper support bearings, to the lower output shaft of which an air turbine is connected, including two rotor wheels with spokes of opposite rotation, on the edges of each of which there are toroidal fuel tanks, rigidly fixed on the spokes, on which the blades of an air turbine are installed with the possibility of simultaneously changing the angle of attack, and on the outer side of the toroidal fuel tanks there are at least two oppositely located and oppositely directed pulsating air-jet engines and/or pendulum-gate devices of reactive detonation combustion are laid, the jet thrust of which ensures the rotation of two rotor wheels of opposite rotation, and are connected to the upper output shafts of a reversible two-dimensional electric machine through separate gearboxes as at least two gas turbines and/or two internal combustion engines, and also includes at least two separate electric motors with a propeller, which can be located on the outer surface of the hull and/or wings of the rotorcraft structure, while the supporting body also includes a device control of changes in attitude in flight in a horizontal plane and at least two airplane-type wings, with or without the ability to fold, and each of which contains at least one separate electric motor with a propeller having or not having the ability to change position relative to the wing plane, and also the supporting body includes at least three landing gear wheels, with or without electric drive.

9. The method of operation of the rotorcraft according to any one of paragraphs. 5-8 (hereinafter referred to as VLA) with a hybrid power plant according to any one of paragraphs. 1-4 (hereinafter referred to as HSU), which consists in the fact that in order to start the HSU in the off state of all heat engines, a reversible two-dimensional electric machine is switched on in the mode of an electric motor powered by a primary energy source and by spinning up to a speed sufficient to turn on the heat HVLA engines by launching an air turbine as part of the GSU in the zero angle of attack mode of the air turbine blades, the mechanical load of which will be only a reversible two-dimensional electric machine, but already in the generator mode, which will provide subsequent power supply to the electric drives of individual electric motors with a propeller, the thrust vector of which is set to climb for the HVLA version, which has the ability to change the position of individual electric motors with a propeller relative to the wing plane, and the angle of attack of the air turbine blades as part of the GSU is then transferred to the takeoff and landing mode and the total thrust of all individual electric motors with a propeller and air turbine blades as part of the HSU provides a vertical climb of the HVAC as a helicopter or tiltrotor, and the horizontal flight of the VLA is provided by transferring the thrust vector of the individual electric motors with the propeller with the ability to change the position of the individual electric motors with a propeller relative to the wing plane as a tiltrotor in airplane mode, and the supermaneuverability of the VLA in flight is ensured when using a device for regulating changes in position in flight in a horizontal plane, lowering the flight altitude of the HVAC, as a tiltrotor, and landing in the mode of operation as a helicopter or tiltrotor, is carried out by the HAV in the reverse order, and for the version of the HAV with the ability to change the position of individual electric motors with a propeller relative to the wing plane, the horizontal flight mode of the aircraft is used, like an airplane, and the takeoff and landing mode, like a helicopter, and the version of the aircraft, with aircraft-type wings that can be folded, pos also allows to significantly reduce the area of the aircraft storage hangar.