RU2753312C1 - Vertical take-off and landing aircraft and aeromechanical method for controlling rotation of lift cruise power units thereof - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the field of aviation equipment, namely to structures and aeromechanical methods for controlling vertical take-off and landing aircrafts. A vertical take-off and landing aircraft includes a fuselage (1), a landing gear (24), a wing (2) with ailerons (3), located at the ends whereof are lift and cruise power units, tail rotors. The power unit consists of a power frame (8) rigidly connected with the axis (6) extending along the wing (2), a lift cruise engine (9), a reducing gearbox (10), a lift cruise rotor (12), a swash plate (11), servo drives (13) of the swashplate (11), a worm (15) and a drive (14) thereof, located on the frame (8) and closed with a cowl (7). The wing (2) is rigidly fixed on the fuselage (1), and the lift cruise power units are configured to rotate in the supports (4) installed on the wing (2). The worm pairs of the power units are located at the ends of the wing (2) and are made in form of a sector (16) rigidly fixed on the wing (2) and a worm (15) with an electric engine (14) rigidly fixed on the power frame (8), configured for the lift and cruise power unit to be fixed in extreme and intermediate positions.

EFFECT: increased speed and duration of flight and raised reliability of the aircraft are provided.

2 cl, 6 dwg

Description

Translated fromRussian

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к летательным аппарата вертикального взлета и посадки (ЛА ВВП) и может быть использовано для перевозки пассажиров и грузов, а также для мониторинга окружающей среды, в частности аэрофотосъемки и наблюдения.The invention relates to the field of aviation technology, namely to vertical take-off and landing aircraft (VLV) and can be used for the transportation of passengers and cargo, as well as for environmental monitoring, in particular aerial photography and observation.

Известен «Летательный аппарат вертикального взлета и посадки» по патенту RU №2700154 С1, МПК В64С 27/30, В64С 37/00, опубл. 12.09.2019 БИ №26, содержащий фюзеляж, киль, пару крыльев: переднее и заднее, две подъемные силовые установки, расположенные на выполненных по бокам фюзеляжа с двумя осями вращения и с возможностью фиксации положения пилонах, маршевую силовую установку. Оси вращения пилонов подъемных силовых установок по углу рыска наклонены относительно связанной системы координат и выполнены с возможностью укладки подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа. Оси вращения подъемных силовых установок по углу тангажа наклонены относительно пилонов с возможностью обеспечения поворота подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме полета по углу тангажа. Подъемная силовая установка выполнена с возможностью складывания в нишу фюзеляжа совместным поворотом относительно обеих осей поворота пилона, причем подъемные силовые установки при этом переворачиваются винтами вниз.Known "Aircraft vertical take-off and landing" by patent RU No. 2700154 C1, IPC В64С 27/30, В64С 37/00, publ. 09/12/2019 BI No. 26, containing a fuselage, a keel, a pair of wings: front and rear, two lifting power units located on the sides of the fuselage with two axes of rotation and with the ability to fix the position of the pylons, a propulsion power plant. The axes of rotation of the pylons of the lifting power plants in the yaw angle are inclined relative to the associated coordinate system and are made with the possibility of laying the lifting power plants in the fuselage niche. The axes of rotation of the lifting power plants in the pitch angle are inclined relative to the pylons with the possibility of ensuring the rotation of the lifting power plants in the take-off and landing mode of flight along the pitch angle. The lifting power plant is made with the possibility of folding into the fuselage niche by joint rotation relative to both pylon pivot axes, and the lifting power plants are turned downward with the screws.

Недостатком данного летательного аппарата вертикального взлета и посадки является его конструктивная особенность, заключающая в складывании подъемных силовых установок в нишу фюзеляжа совместным поворотом относительно обеих осей поворота пилона, что требует использования в конструкции нескольких сервоприводов, либо механизма со сложной кинематикой. Размещение подъемных силовых установок внутри фюзеляжа в режиме крейсерского полета уменьшает полезный внутренний объем фюзеляжа. Средства фиксация подъемных силовых установок во взлетно-посадочном режиме должны исключать возможные люфты подъемных силовых установок, которые могут привести к вибрациям летательного аппарата на данном режиме полета. Перечисленные факторы, наряду с использованием отдельной силовой установки для крейсерского полета, а также отсутствием средств стабилизации летального аппарата во взлетно-посадочном режиме, ведут к усложнению конструкции, увеличению веса, снижению надежности и безопасности.The disadvantage of this vertical take-off and landing aircraft is its design feature, which consists in folding the lifting power units into the fuselage niche by joint rotation relative to both pylon pivot axes, which requires the use of several servos in the design, or a mechanism with complex kinematics. Placing lifting power units inside the fuselage in cruise flight mode reduces the useful internal volume of the fuselage. The means of fixing the lifting power units in the take-off and landing mode must exclude possible backlash of the lifting power plants, which can lead to vibrations of the aircraft in this flight mode. The listed factors, along with the use of a separate power plant for cruising flight, as well as the lack of means of stabilizing the aircraft in the takeoff and landing mode, lead to a complication of the design, an increase in weight, and a decrease in reliability and safety.

Известен «Беспилотный конвертоплан с канальными винтами» по патенту RU №2629473 С1, МПК В64С 27/28, В64С 37/00, опубл. 29.08.2017 БИ №25, выполненный по аэродинамической схеме «утка» с коротким фюзеляжем, имеющим каплевидную обтекаемую форму. Центроплан имеет два кольцевых выреза, обеспечивающих внутри последних отклонение поворотных кольцевых каналов (ПКК) с редукторами винтов, центры которых размещены по оси Z-Z так, что левый и правый ПКК равноудалены от центра масс и не выходят за заднюю кромку центроплана крыла. В каждом ПКК установлена пара меньших с противоположным вращением двухлопастных винтов, размещенная под центральным большим винтом на вертикальном валу в обтекателе, смонтированном в корпусе центрального тела ПКК на профилированных его ребрах жесткости. Конвертоплан снабжен возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы при вертикальном расположении их ПКК в полетную конфигурацию двухвинтового самолета, имеющего отключенные от трансмиссии две пары меньших перекрещивающихся винтов.Known "Unmanned tiltrotor with channel screws" according to patent RU No. 2629473 C1, IPC В64С 27/28, В64С 37/00, publ. 08/29/2017 BI No. 25, made according to the aerodynamic "duck" scheme with a short fuselage having a drop-shaped streamline shape. The center section has two annular cutouts that provide inside the latter a deflection of the rotary annular channels (RCC) with propeller reducers, the centers of which are located along the Z-Z axis so that the left and right RCC are equidistant from the center of mass and do not go beyond the trailing edge of the wing center section. Each PAC is equipped with a pair of smaller two-blade propellers with opposite rotation, placed under the central large propeller on a vertical shaft in a fairing mounted in the body of the PAC central body on its profiled stiffening ribs. The tiltrotor is equipped with the possibility of converting its flight configuration from a helicopter of a six-rotor carrier scheme with a vertical arrangement of their PACs into a flight configuration of a twin-rotor aircraft having two pairs of smaller crossing propellers disconnected from the transmission.

Недостатком данного летательного аппарата является размещение поворотных кольцевых каналов в обводах крыла, что с одной стороны огранивает их диаметр и требует использования нескольких соосных винтов для создания требуемой тяги, а с другой стороны - увеличивает площадь крыла летательного аппарата. Следствием этого является усложнение конструкции и увеличение массы крыла и подъемных силовых установок летательного аппарата, а также невозможность использовать внутренние объемы крыла. Перечисленные факторы, наряду с отсутствием средств стабилизации летального аппарата во взлетно-посадочном режиме, снижают функциональные возможности данного летательного аппарата и его эффективность в целом.The disadvantage of this aircraft is the placement of rotary annular channels in the wing contours, which on the one hand limits their diameter and requires the use of several coaxial propellers to create the required thrust, and on the other hand, increases the wing area of the aircraft. The consequence of this is the complication of the design and an increase in the mass of the wing and lifting power plants of the aircraft, as well as the impossibility of using the internal volumes of the wing. These factors, along with the lack of means of stabilizing the aircraft in the take-off and landing mode, reduce the functionality of this aircraft and its overall efficiency.

Известен «Гибридный вертолет» по патенту ЕР №3141478 В1, МПК В64С 27/26, В64С 39/06, опубл. 07.11.2018, БИ №2018/45, содержащий фюзеляж, несущий винт, создающий подъемную силу, а также пары продольно расположенных маршевых движителей, создающих тягу, и крыльев, жестко закрепленных в горизонтальной плоскости по левому и правому борту фюзеляжа. Крылья создают дополнительную подъемную силу в режиме горизонтального крейсерского полета. Маршевые движители установлены на крыльях и приводятся в движение силовой установкой несущего винта через систему трансмиссии.Known "Hybrid helicopter" by patent EP No. 3141478 B1, IPC В64С 27/26, В64С 39/06, publ. 11/07/2018, BI No. 2018/45, containing a fuselage, a main rotor that creates a lift, as well as a pair of longitudinally spaced propulsion devices that create thrust, and wings rigidly fixed in the horizontal plane on the left and right sides of the fuselage. The wings provide additional lift during horizontal cruise flight. The propulsion units are mounted on the wings and are driven by the main rotor power plant through the transmission system.

Недостатком данного летательного аппарата является наличие несущего винта, создающего подъемную силу не только во взлетно-посадочном режиме, но и в режиме крейсерского полета, что ограничивает скоростные характеристики летательного аппарата, вследствие срыва потока на концевых участках отступающих лопастей несущего винта. Установка маршевых движителей вне зоны затенения несущего винта требует увеличения размаха крыльев, что наряду с использованием трансмиссии для вращения маршевых движителей ведет к усложнению конструкции, увеличению веса, снижению надежности и безопасности, что в целом снижает эффективность данного летательного аппарата.The disadvantage of this aircraft is the presence of a main rotor, which creates a lifting force not only in the takeoff and landing mode, but also in the cruise flight mode, which limits the speed characteristics of the aircraft, due to the stalling of the flow at the end sections of the retreating rotor blades. The installation of the propulsion units outside the shaded area of the main rotor requires an increase in the wingspan, which, along with the use of the transmission to rotate the propulsion units, leads to a complication of the design, an increase in weight, a decrease in reliability and safety, which generally reduces the efficiency of this aircraft.

Наиболее близким по технической сущности и взятым в качестве прототипа является «Аэромеханический способ управления конфигурацией и режимом полета конвертируемого летательного аппарата (конвертоплана)» по патенту RU №2700323 С2, МПК В64С 37/00 опубл. 16.09.2019 БИ №26.The closest in technical essence and taken as a prototype is "Aeromechanical method of configuration and flight mode control of a convertible aircraft (tiltrotor)" according to RU patent No. 2700323 C2, IPC В64С 37/00 publ. 09/16/2019 BI No. 26.

Конвертоплан имеет фюзеляж, два крыла, четыре двигателя, оперение, шасси. Крылья имеют шарнирное крепление к фюзеляжу и могут поворачиваться вокруг осей перпендикулярных строительной оси фюзеляжа и направлению полета. Двигатели имеют вынос на пилонах относительно оси поворота крыльев передние вперед (вниз), задние соответственно назад (вверх). Валы вращения передней и задней пары двигателей кинематически жестко связаны посредством тяги и качалок и имеют возможность поворачиваться только синхронно.The tiltrotor has a fuselage, two wings, four engines, empennage, landing gear. The wings are hinged to the fuselage and can be rotated around the axes perpendicular to the fuselage construction axis and the direction of flight. The engines have an extension on pylons relative to the wing pivot axis, front forward (down), rear, respectively, backward (up). The shafts of rotation of the front and rear pair of motors are kinematically rigidly connected by means of thrust and rockers and can only rotate synchronously.

Для изменения угла наклона двигателей используют аэромеханический способ, заключающийся в использовании неуравновешенного момента от тяги двигателей.To change the angle of inclination of the engines, an aeromechanical method is used, which consists in using the unbalanced torque from the thrust of the engines.

В режиме вертикального взлета и посадки стабилизация и управление конвертопланом осуществляют изменением оборотов каждого двигателя. Для перехода в режим разгона увеличивают тягу задних двигателей, в результате формируют неуравновешенный момент относительно шарнирного крепления заднего крыла, который передается через рычаги и тягу на ось вращения переднего крыла, вся система начинает поворот, формируя горизонтальную составляющую тяги двигателей, обеспечивая разгон конвертоплана.In the vertical take-off and landing mode, the stabilization and control of the tiltrotor is carried out by changing the speed of each engine. To switch to the acceleration mode, the thrust of the rear engines is increased, as a result, an unbalanced moment is formed relative to the hinge of the rear wing, which is transmitted through the levers and thrust to the axis of rotation of the front wing, the whole system begins to turn, forming the horizontal component of the thrust of the engines, providing acceleration of the tiltrotor.

Выход из режима горизонтального полета осуществляют путем увеличения тяги на передние двигатели, при этом формируют неуравновешенный момент от тяги двигателей, стремящийся повернуть всю систему двигателей к взлетному положению, поворотные крылья поворачивают на увеличение углов атаки, создавая большое аэродинамическое сопротивление, и обеспечивают формирование аэродинамического тормоза.The exit from the horizontal flight mode is carried out by increasing the thrust to the front engines, while forming an unbalanced torque from the thrust of the engines, which tends to turn the entire engine system to the takeoff position, the rotary wings are turned to increase the angles of attack, creating a large aerodynamic drag, and provide the formation of an aerodynamic brake.

Основным недостатком указанного конвертируемого летательного аппарата (конвертоплана) является сложность и увеличение массы конструкции фюзеляжа, обусловленная наличием второго крыла, а также системы тяг и качалок, кинематически связывающих переднюю и заднюю пары двигателей. Наличие второго крыла требует ведения в конструкцию фюзеляжа дополнительных силовых элементов, необходимых для его установки, что увеличивает массу летательного аппарата. Обеспечение требуемой прочности и долговечности системы тяг и качалок также ведет к увеличению их массы, поскольку эти элементы на протяжении всего полета воспринимают нагрузки от шарнирных моментов передней и задней пар двигателей.The main disadvantage of this convertible aircraft (tiltrotor) is the complexity and increase in the mass of the fuselage structure, due to the presence of a second wing, as well as a system of rods and rockers kinematically connecting the front and rear pairs of engines. The presence of the second wing requires the introduction of additional power elements into the fuselage structure, which are necessary for its installation, which increases the mass of the aircraft. Ensuring the required strength and durability of the rods and rocker system also leads to an increase in their mass, since these elements throughout the flight perceive the loads from the hinge moments of the front and rear pairs of engines.

Также к недостаткам данного аппарата следует отнести снижение его аэродинамических характеристик вследствие увеличения сопротивления аппарата и затенения заднего крыла.Also, the disadvantages of this device include a decrease in its aerodynamic characteristics due to an increase in the resistance of the device and shading of the rear wing.

Увеличение массы конструкции, наряду с ухудшением аэродинамических характеристик, при прочих равных условиях снижает продолжительность полета, что в целом ведет к снижению эффективности летательного аппарата вертикального взлета и посадки.An increase in the mass of the structure, along with a deterioration in aerodynamic characteristics, with other things being equal, reduces the duration of the flight, which in general leads to a decrease in the efficiency of a vertical take-off and landing aircraft.

Решаемой задачей предлагаемого изобретения является создание простого и надежного летательного аппарата вертикального взлета и посадки и аэромеханического способа управления поворотом его подъемно-маршевых силовых установок за счет отказа от механических приводов поворота подъемно-маршевых силовых установок, что позволит повысить надежность, уменьшить массу конструкции летательного аппарата и повысить его аэродинамические характеристики, что в совокупности с введенными поворотными хвостовыми винтами позволит увеличить скорость, продолжительность полета и эффективность летательного аппарата в целом.The problem to be solved of the present invention is to create a simple and reliable aircraft for vertical take-off and landing and an aeromechanical method for controlling the rotation of its lifting and cruising power plants due to the rejection of mechanical drives for turning the lifting and cruising power plants, which will improve reliability, reduce the weight of the aircraft structure and to increase its aerodynamic characteristics, which in combination with the introduced rotary tail rotor will increase the speed, flight duration and efficiency of the aircraft as a whole.

Техническим результатом изобретения является создание эффективного летательного аппарата вертикального взлета и посадки и аэромеханического способа управления поворотом его подъемно-маршевых силовых установок путем увеличения скорости, продолжительности полета и надежности летательного аппарата за счет упрощения и уменьшения массы конструкции и улучшения аэродинамических характеристик.The technical result of the invention is to create an effective vertical take-off and landing aircraft and an aeromechanical method for controlling the rotation of its lifting and cruising power plants by increasing the speed, flight duration and reliability of the aircraft by simplifying and reducing the weight of the structure and improving aerodynamic characteristics.

Технический результат достигается тем, что в конструкцию летательного аппарата вертикального взлета и посадки, включающую фюзеляж, шасси, крыло с элеронами, на концах которого расположены подъемно-маршевые силовые установки, каждая из которых состоит из силовой рамы, жестко соединенной с осью, проходящей вдоль крыла, а также подъемно-маршевого двигателя, редуктора, подъемно-маршевого винта и его автомата перекоса, как минимум двух сервоприводов автомата перекоса, червяка и его привода, размещенных на раме и закрытых капотом, отличающегося тем, что крыло жестко закреплено на фюзеляже, а подъемно-маршевые силовые установки выполнены с возможностью поворота в опорах, установленных на силовых элементах крыла, при этом червячные пары силовых установок расположены на концах крыла и выполнены в виде сектора, который жестко закреплен на крыле, а червяк с электродвигателем жестко закреплен на силовой раме и фиксирует подъемно-маршевую силовую установку как в крайних положениях (вертикальном и горизонтальном), так и, при необходимости, в любом из промежуточных положений, при этом карданный узел, соединяющий оси правой и левой подъемно-маршевой силовой установки соответственно, расположен в корневой части крыла и обеспечивает синхронность поворота правой и левой подъемно-маршевой силовой установки, кроме того в конструкцию введены хвостовые винты, которые выполнены в виде блока, который состоит из двух силовых рам, жестко соединенными между собой осью, с установленными на них кольцевыми обтекателями, электродвигателями, хвостовыми винтами и их автоматами перекоса, сервоприводами автоматов перекоса, при этом блок расположен в хвостовой части фюзеляжа, перпендикулярно его продольной оси X и имеет возможность поворота в опорах, установленных на силовых элементах фюзеляжа под действием сервопривода.The technical result is achieved by the fact that in the design of the vertical take-off and landing aircraft, including the fuselage, landing gear, wing with ailerons, at the ends of which there are lifting and cruising power plants, each of which consists of a power frame rigidly connected to the axis passing along the wing , as well as a lift-sustainer engine, a gearbox, a lift-sustainer screw and its swashplate, at least two servos of the swashplate, a worm and its drive, located on the frame and closed by a hood, characterized in that the wing is rigidly fixed to the fuselage, and the lift -marching power plants are made with the ability to rotate in supports installed on the power elements of the wing, while the worm pairs of power plants are located at the ends of the wing and are made in the form of a sector that is rigidly fixed on the wing, and the worm with an electric motor is rigidly fixed on the power frame and fixes lifting and cruising power plant in both extreme positions (vertical and g horizontally), and, if necessary, in any of the intermediate positions, while the gimbal connecting the axles of the right and left lift-sustainer power plant, respectively, is located at the root of the wing and ensures synchronous rotation of the right and left lift-sustainer power plant, in addition, the design includes tail screws, which are made in the form of a block, which consists of two power frames rigidly connected to each other by an axis, with annular fairings installed on them, electric motors, tail screws and their swash plates, swashplate servo drives, while the block is located in the tail section of the fuselage, perpendicular to its longitudinal axis X and has the ability to rotate in supports installed on the power elements of the fuselage under the action of a servo drive.

Кроме того применен аэромеханический способ управления поворотом подъемно-маршевых силовых установок, заключающийся в создании неуравновешенного момента от силы тяги подъемно-маршевых винтов, отличающийся тем, что вводят две подъемно-маршевые силовые установки и блок хвостовых винтов, состоящий их двух хвостовых винтов, оси вращения которых в режиме вертикального взлета и посадки перпендикулярны продольной оси X летательного аппарата, при этом подъемно-маршевые винты создают подъемную силу, а высоту полета летательного аппарата изменяют путем синхронного изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов, для чего изменяют на равные величины общий шаг автоматов перекоса правого и левого подъемно-маршевых винтов, причем стабилизацию и управление летательным аппаратом по тангажу в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют изменением тяги хвостовых винтов, для чего изменяют общий шаг автоматов перекоса хвостовых винтов, причем стабилизацию и управление в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют путем дифференциального изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов, для чего изменяют общий шаг автоматов перекоса правого и левого подъемно-маршевых винтов на разные величины, кроме того управление летательным аппаратом по курсу в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют дифференциальным изменением продольного циклического шага правого и левого подъемно-маршевых винтов, для чего изменяют продольный циклический шаг автоматов перекоса правого и левого подъемно-маршевых винтов на разные величины, далее после набора заданной высоты, в переходном режиме изменяют продольный циклический шаг подъемно-маршевых винтов, при этом наклоняют автоматы перекоса подъемно-маршевых винтов относительно поперечной оси Ζ летательного аппарата, и отклоняют вектор силы тяги подъемно-маршевых винтов, создавая плечо силы тяги относительно оси навески подъемно-маршевых винтов, в результате чего получают неуравновешенный момент относительно оси навески, который поворачивает подъемно-маршевые силовые установки.In addition, an aeromechanical method was used to control the rotation of the lifting and cruising power plants, which consists in creating an unbalanced moment from the thrust of the lifting and cruising propellers, characterized in that two lifting and cruising power plants and a tail rotor unit are introduced, consisting of two tail propellers, an axis of rotation which in the mode of vertical take-off and landing are perpendicular to the longitudinal axis X of the aircraft, while the lift-flight screws create lift, and the flight altitude of the aircraft is changed by synchronously changing the thrust of the right and left lift-flight screws, for which the total pitch is changed by equal values swashplate of the right and left lift-sustainer propellers, moreover, the stabilization and pitch control of the aircraft in the vertical takeoff and landing mode is carried out by changing the thrust of the tail rotor takeoff and landing is carried out by differential change in the thrust of the right and left lift-sustainer propellers, for which the total pitch of the swashplate of the right and left lift-sustainer propellers is changed by different values, in addition, the aircraft is controlled along the course in the vertical takeoff and landing mode by differential by changing the longitudinal cyclic pitch of the right and left lift-and-flight propellers, for which the longitudinal cyclic pitch of the swashplate of the right and left lift-and-flight propellers is changed by different values; this tilts the swashplate of the lifting and sustaining screws relative to the transverse axis Ζ of the aircraft, and deflects the thrust vector of the lifting and sustaining screws, creating a thrust arm relative to the axis of the hinge of the lifting and sustaining screws, as a result of which an unbalanced moment is obtained relative to the axis of the hinge, the cat ary turns the lifting and cruising power plants.

Новизна:Novelty:

Предлагаемое техническое решение позволяет получить более эффективный летательный аппарат вертикального взлета и посадки и аэромеханический способ управления поворотом его подъемно-маршевых силовых установок, а именно повысить продолжительность полета летательного аппарата, за счет снижения массы конструкции, а также повысить его надежность, так как отсутствуют силовые приводы и механизмы, необходимые для поворота подъемно-маршевых силовых установок, что исключает вероятность отказа этих элементов. При этом благодаря введению в конструкцию поворотных хвостовых винтов, увеличивается скорость полета летательного аппарата за счет дополнительной тяги, которую создают хвостовые винты в режиме горизонтального крейсерского полета и, кроме того, повышается надежность и безопасность летательного аппарата за счет простоты управления и более эффективной стабилизации летательного аппарата в режиме висения, которую обеспечивают поворотные хвостовые винты.The proposed technical solution makes it possible to obtain a more efficient vertical take-off and landing aircraft and an aeromechanical method of controlling the rotation of its lifting and cruising power plants, namely, to increase the flight duration of the aircraft by reducing the mass of the structure, as well as to increase its reliability, since there are no power drives and the mechanisms necessary for turning the lifting and cruising power plants, which eliminates the likelihood of failure of these elements. At the same time, due to the introduction of rotary tail rotor into the design, the flight speed of the aircraft increases due to the additional thrust created by the tail rotor in the horizontal cruise flight mode and, in addition, the reliability and safety of the aircraft is increased due to the ease of control and more effective stabilization of the aircraft. in hover mode, which is provided by the rotary tail rotor.

Для пояснения технической сущности рассмотрим чертежи, где:To clarify the technical essence, consider the drawings, where:

фиг. 1 - Летательный аппарат вертикального взлета и посадки в режиме вертикального взлета и посадки - общий вид в изометрии;fig. 1 - Vertical take-off and landing aircraft in vertical take-off and landing mode - general isometric view;

фиг. 2 - Летательный аппарат вертикального взлета и посадки в переходном режиме - общий вид в изометрии;fig. 2 - Vertical take-off and landing aircraft in transient mode - general isometric view;

фиг. 3 - Летательный аппарат вертикального взлета и посадки в крейсерском режиме - общий вид в изометрии;fig. 3 - Vertical take-off and landing aircraft in cruise mode - general isometric view;

фиг. 4 - Разрез А-А (подъемно-маршевая силовая установка);fig. 4 - Section A-A (lifting and marching power plant);

фиг. 5 - Разрез Б-Б (хвостовой винт);fig. 5 - Section B-B (tail rotor);

фиг. 6 - Кинематическая схема способа аэромеханического поворота подъемно-маршевых силовых установок, где:fig. 6 - Kinematic diagram of the method of aeromechanical rotation of lifting and cruising power plants, where:

1 - фюзеляж1 - fuselage

2 - крыло2 - wing

3 - элероны3 - ailerons

4 - опора4 - support

5 - карданный узел5 - cardan joint

6 - ось навески (ось вращения) подъемно-маршевой силовой установки6 - the axis of the hinge (axis of rotation) of the lifting and cruising power plant

7 - капот7 - hood

8 - силовая рама8 - power frame

9 - подъемно-маршевый двигатель (подъемно-маршевая силовая установка)9 - lifting and propulsion engine (lifting and propulsion power plant)

10 - редуктор10 - reducer

11 - автомат перекоса подъемно-маршевого винта11 - swashplate of the lift-propeller

12 - подъемно-маршевый винт12 - lifting-sustainer propeller

13 - сервопривод автомата перекоса подъемно-маршевого винта13 - servo drive of the swashplate of the lifting-sustainer screw

14 - электродвигатель (привод червяка)14 - electric motor (worm drive)

15 - червяк15 - worm

16 - сектор16 - sector

17 - ось навески блока хвостовых винтов17 - hinge axis of the tail rotor unit

18 - сервопривод блока хвостовых винтов18 - servo drive of the tail rotor unit

19 - силовая рама с обтекателем19 - power frame with fairing

20 - электродвигатель (привод хвостового винта)20 - electric motor (tail rotor drive)

21 - автомат перекоса хвостового винта21 - tail rotor swashplate

22 - хвостовой винт22 - tail rotor

23 - сервопривод автомата перекоса хвостового винта23 - tail rotor swashplate servo

24 - шасси24 - chassis

R - сила тяги подъемно-маршевого винтаR - traction force of the lifting-sustainer rotor

h - плечо силы тяги относительно оси 6h - traction arm aboutaxis 6

Μ=R × h- момент силы тяги относительно оси 6Μ = R × h- the moment of traction about theaxis 6

ЛА ВВП содержит фюзеляж 1 с жестко закрепленным на нем крылом 2 с элеронами 3. Внутри крыла 2 на элементах его силового набора закреплены опоры 4, служащие для установки осей навески 6 правой и левой подъемно-маршевых силовых установок и обеспечивающие возможность поворота осей 6. Оси навески 6 правой и левой подъемно-маршевых силовых установок соединяются между собой при помощи карданного узла 5, находящего в плоскости симметрии летательного аппарата и закрепленного на элементах силового набора крыла 2. Подъемно-маршевая силовая установка состоит из силовой рамы 8, жестко соединенной с осью навески 6. На раме 8, установлен подъемно-маршевый двигатель 9, вращающий редуктор 10 на выходном валу которого расположен подъемно-маршевый винт изменяемого шага 12. Изменение угла установки лопастей подъемно-маршевого винта 12 осуществляется при помощи автомата перекоса 11, также установленного на выходном валу редуктора 10. На силовой раме 8 установлены два сервопривода 13, один из которых служит для перемещения автомата перекоса 11 вдоль выходного вала редуктора 10, а второй - для поворота внешнего кольца автомата перекоса 11 относительно поперечной оси Ζ летательного аппарата. Червяк 15 и вращающий его электродвигатель 14 расположены на раме 8 вблизи торцевой нервюры крыла 2. Червяк 15 входит в зацепление с сектором 16, жестко закрепленным на торцевой нервюре крыла 2. Снаружи подъемно-маршевая силовая установка закрывается капотом 7, служащим для придания летательному аппарату удобообтекаемой формы и защиты силовой установки от негативного воздействия окружающей среды.Aircraft GDP contains afuselage 1 with rigidly fixed on itwing 2 withailerons 3. Inside thewing 2, on the elements of its power set, supports 4 are fixed, which serve to install thehinge axles 6 of the right and left lift-march power plants and provide the ability to rotate theaxes 6. Axes hinges 6 of the right and left lifting and cruising power plants are interconnected by means of agimbal unit 5, located in the plane of symmetry of the aircraft and fixed on the elements of thewing power set 2. The lifting and cruising power plant consists of a power frame 8 rigidly connected to the axle of thehinge 6. On the frame 8, a lift-sustainer motor 9 is installed, a rotatinggearbox 10 on the output shaft of which is a lift-sustainer screw of avariable pitch 12. The angle of installation of the blades of the lift-sustainer screw 12 is changed using aswashplate 11, also installed on theoutput shaft gearbox 10. On the power frame 8 there are twoservos 13, one of which serves t to move theswashplate 11 along the output shaft of thegearbox 10, and the second to rotate the outer ring of theswashplate 11 relative to the transverse axis Ζ of the aircraft. Theworm 15 and theelectric motor 14 rotating it are located on the frame 8 near the end rib of thewing 2. Theworm 15 engages with thesector 16 rigidly fixed on the end rib of thewing 2. Outside, the lift-march power plant is closed by thehood 7, which serves to give the aircraft a streamlined shape and protection of the power plant from the negative effects of the environment.

Правая и левая подъемно-маршевые силовые установки имеют одинаковый состав и скомпонованы зеркально относительно плоскости симметрии летательного аппарата.The right and left lift-sustainer power plants have the same composition and are arranged in a mirror-like manner relative to the plane of symmetry of the aircraft.

В хвостовой части фюзеляжа 1 на элементах его силового набора закреплены опоры 4, служащие для установки оси навески 17 блока хвостовых винтов и обеспечивающие возможность поворота оси 17. Поворот блока хвостовых винтов осуществляется при помощи сервопривода 18, неподвижная часть которого закреплена на элементах его силового набора фюзеляжа 1, а подвижная часть шарнирно соединена с осью навески 17. Блок хвостовых винтов состоит из двух (правой и левой) кольцевых силовых рам с профилированным обтекателем 19 жестко соединенных между собой осью навески 17. На раме 17 установлен электродвигатель 20, вращающий хвостовой винт изменяемого шага 22, расположенный на выходном валу электродвигателя 20. Изменение угла установки лопастей хвостового винта 22 осуществляется при помощи автомата перекоса 21, также установленного на выходном валу электродвигателя 20. На силовой раме 19 установлен сервопривод 23, который служит для перемещения автомата перекоса 11 вдоль выходного электродвигателя 20. Лопасти хвостового винта 22 имеют симметричный профиль поперечного сечения, и могут иметь как положительные, так и отрицательные углы установки.In the tail part of thefuselage 1, on the elements of its power set, supports 4 are fixed, which serve to install the axis of thehinge 17 of the tail rotor unit and provide the possibility of turning theaxis 17. 1, and the movable part is pivotally connected to thehinge axis 17. The tail rotor unit consists of two (right and left) annular power frames with a profiledfairing 19 rigidly connected to each other by thehinge axis 17. Anelectric motor 20 is installed on theframe 17, which rotates the tail rotor ofvariable pitch 22, located on the output shaft of theelectric motor 20. Changing the angle of installation of thetail rotor blades 22 is carried out using theswashplate 21, also installed on the output shaft of theelectric motor 20. Aservo drive 23 is installed on thepower frame 19, which serves to move theswashplate 11 along theoutput motor 20 .Lop Thetail rotor legs 22 have a symmetrical cross-sectional profile, and can have both positive and negative angles of installation.

Стоянка и перемещение летательного аппарата по аэродрому обеспечивается при помощи трехопорного шасси 24, включающего носовую опору и две основные опоры.Parking and movement of the aircraft along the airfield is provided by means of atricycle landing gear 24, which includes a bow support and two main supports.

Заявляемое устройство работает следующим образом:The claimed device works as follows:

Перед началом полета летательный аппарат находится в режиме вертикального взлета и посадки. В режиме вертикального взлета и посадки, подъемно-маршевые силовые установки и блок хвостовых винтов находятся в вертикальном положении, при котором оси вращения подъемно-маршевых винтов 12 и хвостовых винтов 22 перпендикулярны продольной оси X летательного аппарата. В режиме вертикального взлета и посадки подъемная сила создается подъемно-маршевыми винтами 12. Изменение высоты полета летательного аппарата в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют путем синхронного изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 (изменения общего шага правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 при помощи автоматов перекоса И на равные величины). Стабилизацию и управление летательным аппаратом по тангажу в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют путем изменения тяги хвостовых винтов 22 (изменения общего шага хвостовых винтов 22 при помощи автоматов перекоса 21). Стабилизацию и управление летательным аппаратом по крену в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют путем дифференциального изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 (изменения общего шага правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 при помощи автоматов перекоса 11 на разные величины). Управление летательным аппаратом по курсу в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют путем дифференциального изменения продольного циклического шага правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 (изменения продольного циклического шага правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 при помощи автоматов перекоса 11 на разные величины).Before the start of the flight, the aircraft is in the vertical take-off and landing mode. In the vertical take-off and landing mode, the lift-cruise power plants and the tail rotor unit are in a vertical position, in which the axes of rotation of the lift-cruise rotor 12 and thetail rotor 22 are perpendicular to the longitudinal axis X of the aircraft. In the vertical take-off and landing mode, the lifting force is created by the lift-sustainer propellers 12. The change in the flight altitude of the aircraft in the vertical take-off and landing mode is carried out by synchronously changing the thrust of the right and left lift-sustainer propellers 12 (changing the total pitch of the right and left lift-sustainer propellers 12 using swash plates AND by equal amounts). Stabilization and pitch control of the aircraft in the vertical take-off and landing mode is carried out by changing the thrust of the tail rotor 22 (changing the total pitch of thetail rotor 22 using the swashplate 21). Stabilization and roll control of the aircraft in the vertical take-off and landing mode is carried out by differential change in the thrust of the right and left lift-sustainer propellers 12 (changing the total pitch of the right and left lift-sustainer propellers 12 with the help ofswash plates 11 by different values). Control of the aircraft along the course in the vertical take-off and landing mode is carried out by differential change in the longitudinal cyclic pitch of the right and left lift-sustainer propellers 12 (changes in the longitudinal cyclic step of the right and left lift-sustainer propellers 12 by means of theswashplate 11 by different values).

После набора заданной высоты, летательный аппарат переходит в переходный режим полета. В переходном режиме, изменяют продольный циклический шаг подъемно-маршевых винтов 12, наклоняя автоматы перекоса 11 подъемно-маршевых винтов 12 относительно поперечной оси Ζ летательного аппарата, и, тем самым, отклоняют вектор R силы тяги подъемно-маршевых винтов 12, что создает плечо h силы тяги подъемно-маршевых винтов 12 относительно оси 6. В результате создается неуравновешенный момент Μ относительно оси 6, который стремится повернуть подъемно-маршевые силовые установки. Одновременно с отклонением автоматов перекоса 11 подъемно-маршевых винтов 12, включают электродвигатель 14, вращающий червяк 15. Перемещение червяка 15 относительно сектора 16 позволяет подъемно-маршевой силовой установке повернуться относительно оси 6 под действием неуравновешенного момента Μ и, одновременно, ограничивает угловую скорость поворота подъемно-маршевой силовой установки, исключая возможное неустойчивое движение летательного аппарата вследствие излишне быстрого поворота подъемно-маршевых силовых установок. Одновременно с поворотом подъемно-маршевых силовых установок, привод 18 поворачивает блок хвостовых винтов. В переходном режиме до достижения летательным аппаратом скорости, достаточной для удержания его в воздухе только подъемной силой, создаваемой крылом 2, подъемная сила создается подъемно-маршевыми винтами 12 совместно с крылом 2.After reaching a given altitude, the aircraft goes into a transient flight mode. In the transient mode, the longitudinal cyclic pitch of the lifting and sustainingscrews 12 is changed by tilting theswashplate 11 of the lifting and sustainingscrews 12 relative to the transverse axis Ζ of the aircraft, and thereby deflect the vector R of the thrust force of the lifting and sustainingscrews 12, which creates a shoulder h the traction forces of the lifting and cruisingscrews 12 relative to theaxis 6. As a result, an unbalanced moment Μ is created about theaxis 6, which tends to rotate the lifting and cruising power plants. Simultaneously with the deflection of theswashplate 11 lift-and-flight screws 12, turn on theelectric motor 14, rotating theworm 15. Moving theworm 15 relative to thesector 16 allows the lift-march power plant to rotate about theaxis 6 under the influence of an unbalanced moment Μ and, at the same time, limits the angular rate of rotation of the lifting -marching power plant, excluding the possible unstable movement of the aircraft due to excessively rapid rotation of the lifting and cruising power plants. Simultaneously with the rotation of the lifting and cruising power plants, thedrive 18 rotates the tail rotor unit. In the transient mode, until the aircraft reaches a speed sufficient to keep it in the air only by the lift generated bywing 2, the lift is created by the lift andcruise screws 12 together withwing 2.

Стабилизацию и управление летательным аппаратом по тангажу в переходном режиме осуществляют путем отклонения блока хвостовых винтов при помощи привода 18 совместно с изменением тяги хвостовых винтов 22 (изменением общего шага хвостовых винтов 22 при помощи автоматов перекоса 21). Стабилизацию и управление летательным аппаратом по крену и курсу в переходном режиме осуществляют путем дифференциального изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 (изменения общего шага правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 при помощи автоматов перекоса 11 на разные величины).Stabilization and control of the aircraft in pitch in the transient mode is carried out by deflecting the tail rotor unit using thedrive 18 together with changing the thrust of the tail rotor 22 (changing the total pitch of thetail rotor 22 using the swash plate 21). Stabilization and control of the aircraft along the roll and heading in the transient mode is carried out by differential change in the thrust of the right and left lift-sustainer propellers 12 (changing the total pitch of the right and left lift-sustainer propellers 12 by means of theswashplate 11 by different values).

После того как летательный аппарат набрал скорость, при которой крыло 2 обеспечивает создание подъемной силы, достаточной для поддержания аппарата в воздухе, он переходит в режим крейсерского полета. В режиме крейсерского полета подъемно-маршевые силовые установки и блок хвостовых винтов приводят в горизонтальное положение, при котором оси вращения подъемно-маршевых винтов 12 и хвостовых винтов 22 параллельны продольной оси X летательного аппарата. В режиме крейсерского полета управление летательным аппаратом по тангажу осуществляют путем отклонения блока хвостовых винтов от горизонтали при помощи привода 18 совместно с изменением тяги хвостовых винтов 22 (изменением общего шага хвостовых винтов 22 при помощи автоматов перекоса 21). Управление по курсу осуществляют путем дифференциального изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 (изменения общего шага правого и левого подъемно-маршевых винтов 12 при помощи автоматов перекоса 11 на разные величины). Управление по крену осуществляют при помощи элеронов 3, расположенных на концевых участках крыла 2.After the aircraft has picked up a speed at whichwing 2 provides the creation of a lift sufficient to maintain the aircraft in the air, it enters the cruise flight mode. In the cruise flight mode, the lift-cruise power plants and the tail rotor unit are brought to a horizontal position, in which the axes of rotation of the lift-cruise rotor 12 and thetail rotor 22 are parallel to the longitudinal axis X of the aircraft. In the cruise flight mode, the pitch control of the aircraft is carried out by deflecting the tail rotor unit from the horizontal using thedrive 18 together with changing the thrust of the tail rotor 22 (changing the total pitch of thetail rotor 22 using the swash plate 21). Heading control is carried out by differential change in the thrust of the right and left lift-sustainer screws 12 (changing the total pitch of the right and left lift-sustainer screws 12 by means of theswashplate 11 by different values). Roll control is carried out usingailerons 3 located at the end sections of thewing 2.

При необходимости набора высоты по вертикальной траектории или зависания в воздухе (например, для аэрофотосъемки или наблюдения), выполняют переход из крейсерского режима в переходный режим, а затем в режим вертикального взлета и посадки. Аналогичную процедуру выполняют при посадке летательного аппарата.If it is necessary to climb along a vertical trajectory or hover in the air (for example, for aerial photography or observation), a transition is made from cruising mode to transient mode, and then to vertical take-off and landing mode. A similar procedure is followed when landing an aircraft.

По своим технико-экономическим преимуществам, по сравнению с известными аналогами, предлагаемое изобретение позволяет создать эффективный, т.е. надежный и обладающий более высокими показателями скорости и продолжительности полета, летательный аппарат вертикального взлета и посадки.According to its technical and economic advantages, in comparison with the known analogs, the proposed invention allows you to create an effective, i.e. reliable and with higher speed and flight duration, vertical take-off and landing aircraft.

Продолжительность полета летательного аппарата увеличивается благодаря снижению массы конструкции летательного аппарата, в которой отсутствуют силовые приводы и механизмы, необходимые для поворота подъемно-маршевых силовых установок, и взамен которых используется способ аэромеханического поворота.The flight duration of the aircraft is increased due to a decrease in the weight of the aircraft structure, in which there are no power drives and mechanisms necessary for turning the lifting and cruising power plants, and instead of which the aeromechanical turning method is used.

Скорость полета летательного аппарата увеличивается за счет дополнительной тяги, которую создают хвостовые винты в режиме горизонтального крейсерского полета.The flight speed of the aircraft is increased due to the additional thrust created by the tail rotor in the horizontal cruise mode.

Надежность и безопасность летательного аппарата повышаются за счет простоты управления и более эффективной стабилизации летательного аппарата в режиме висения, которую обеспечивают поворотные хвостовые винты. Надежность летательного аппарата также обеспечивается за счет простой конструкции узлов поворота подъемно-маршевых силовых установок, поскольку в ней отсутствуют силовые приводы, необходимые для поворота подъемно-маршевых силовых установок, и, соответственно, исключается вероятность отказа этих элементов.The reliability and safety of the aircraft is enhanced by the ease of control and more efficient stabilization of the aircraft in hover mode, which is provided by the rotary tail rotor. The reliability of the aircraft is also ensured due to the simple design of the turning units of the lifting and cruising power plants, since it lacks the power drives necessary for turning the lifting and cruising power plants, and, accordingly, the probability of failure of these elements is excluded.

Claims (2)

Translated fromRussian

1. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, включающий фюзеляж, шасси, крыло с элеронами, на концах которого расположены подъемно-маршевые силовые установки, каждая из которых состоит из силовой рамы, жестко соединенной с осью, проходящей вдоль крыла, а также подъемно-маршевого двигателя, редуктора, подъемно-маршевого винта и его автомата перекоса, как минимум двух сервоприводов автомата перекоса, червяка и его привода, размещенных на раме и закрытых капотом, отличающийся тем, что крыло жестко закреплено на фюзеляже, а подъемно-маршевые силовые установки выполнены с возможностью поворота в опорах, установленных на силовых элементах крыла, при этом червячные пары силовых установок расположены на концах крыла и выполнены в виде сектора, который жестко закреплен на крыле, причем червяк с электродвигателем жестко закреплен на силовой раме с возможностью фиксирования подъемно-маршевой силовой установки, как в крайних положениях (вертикальном и горизонтальном), так и, при необходимости, в любом из промежуточных положений, при этом карданный узел, соединяющий оси правой и левой подъемно-маршевых силовых установок соответственно, расположен в корневой части крыла для обеспечения синхронности поворота правой и левой подъемно-маршевых силовых установок, кроме того, в конструкцию введены хвостовые винты и выполнены в виде блока, который состоит из двух силовых рам, жестко соединенных между собой осью, с установленными на них кольцевыми обтекателями, электродвигателями, хвостовыми винтами и их автоматами перекоса, сервоприводами автоматов перекоса, при этом блок расположен в хвостовой части фюзеляжа, перпендикулярно его продольной оси X с возможностью поворота в опорах, установленных на силовых элементах фюзеляжа под действием сервопривода.1. A vertical take-off and landing aircraft, including a fuselage, a landing gear, a wing with ailerons, at the ends of which there are lifting and cruising power plants, each of which consists of a power frame rigidly connected to an axis running along the wing, as well as a lifting and sustaining engine, gearbox, lift-sustainer rotor and its swashplate, at least two servos of the swashplate, worm and its drive, located on the frame and closed by the hood, characterized in that the wing is rigidly fixed to the fuselage, and the lift-sustainer power plants are made with the ability to rotate in supports installed on the power elements of the wing, while the worm pairs of power plants are located at the ends of the wing and are made in the form of a sector that is rigidly fixed on the wing, and the worm with an electric motor is rigidly fixed to the power frame with the possibility of fixing the lifting and marching power plant , both in extreme positions (vertical and horizontal), and, if necessary bridges, in any of the intermediate positions, while the gimbal connecting the axes of the right and left lifting and cruising power plants, respectively, is located in the root of the wing to ensure synchronous rotation of the right and left lifting and cruising power plants, in addition, the tail screws and are made in the form of a block, which consists of two power frames, rigidly connected to each other by an axis, with annular fairings installed on them, electric motors, tail screws and their swash plates, swashplate servo drives, while the block is located in the tail part of the fuselage, perpendicular its longitudinal axis X is rotatable in supports mounted on the power elements of the fuselage under the action of a servo drive.2. Аэромеханический способ управления поворотом подъемно-маршевых силовых установок, заключающийся в создании неуравновешенного момента от силы тяги подъемно-маршевых винтов, отличающийся тем, что вводят две подъемно-маршевые силовые установки и блок хвостовых винтов, состоящий их двух хвостовых винтов, оси вращения которых в режиме вертикального взлета и посадки перпендикулярны продольной оси X летательного аппарата, при этом подъемно-маршевые винты создают подъемную силу, а высоту полета летательного аппарата изменяют путем синхронного изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов, для чего изменяют на равные величины общий шаг автоматов перекоса правого и левого подъемно-маршевых винтов, причем стабилизацию и управление летательным аппаратом по тангажу в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют изменением тяги хвостовых винтов, для чего изменяют общий шаг автоматов перекоса хвостовых винтов, причем стабилизацию и управление в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют путем дифференциального изменения тяги правого и левого подъемно-маршевых винтов, для чего изменяют общий шаг автоматов перекоса правого и левого подъемно-маршевых винтов на разные величины, кроме того, управление летательным аппаратом по курсу в режиме вертикального взлета и посадки осуществляют дифференциальным изменением продольного циклического шага правого и левого подъемно-маршевых винтов, для чего изменяют продольный циклический шаг автоматов перекоса правого и левого подъемно-маршевых винтов на разные величины, далее после набора заданной высоты, в переходном режиме изменяют продольный циклический шаг подъемно-маршевых винтов, при этом наклоняют автоматы перекоса подъемно-маршевых винтов относительно поперечной оси Ζ летательного аппарата, и отклоняют вектор силы тяги подъемно-маршевых винтов, создавая плечо силы тяги относительно оси навески подъемно-маршевых винтов, в результате чего получают неуравновешенный момент относительно оси навески, который поворачивает подъемно-маршевые силовые установки.2. Aeromechanical method of controlling the rotation of lifting and cruising propulsion systems, which consists in creating an unbalanced moment from the thrust force of the lifting and cruising propellers, characterized in that two lift-cruising propulsion systems and a tail rotor unit are introduced, consisting of two tail propellers, the axes of rotation of which in the vertical take-off and landing mode, they are perpendicular to the longitudinal axis X of the aircraft, while the lift-flight screws create lift, and the flight altitude of the aircraft is changed by synchronously changing the thrust of the right and left lift-flight screws, for which the total pitch of the automatic machines is changed by equal values misalignment of the right and left lift-sustainer propellers, moreover, the stabilization and pitch control of the aircraft in the vertical take-off and landing mode is carried out by changing the thrust of the tail rotor, for which the total pitch of the tail rotor skewers is changed, and the stabilization and control in the vertical take-off and landing mode and is carried out by differential change in the thrust of the right and left lift-and-flight propellers, for which the total pitch of the swashplate of the right and left lift-and-flight propellers is changed by different values, in addition, the aircraft is controlled along the course in the vertical take-off and landing mode by differential change of the longitudinal the cyclic pitch of the right and left lift-and-flight propellers, for which the longitudinal cyclic pitch of the swashplate of the right and left lift-and-flight propellers is changed by different values, then after gaining a given height, in a transient mode, the longitudinal cyclic pitch of the lifting and flight propellers is changed, while tilting swash arms of the lifting and flight propellers relative to the transverse axis Ζ of the aircraft, and deflect the thrust vector of the lifting and flight propellers, creating a thrust arm relative to the axis of the lift-flight propellers, resulting in an unbalanced moment relative to the axis of the hitch, which you turn t lifting and cruising power plants.

Images