Летательный аппарат "летающая тарелка"



Летательный аппарат "летающая тарелка"
Летательный аппарат "летающая тарелка"
Летательный аппарат "летающая тарелка"
Летательный аппарат "летающая тарелка"

 


Владельцы патента RU 2475417:

Болотин Николай Борисович (RU)

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета. Летательный аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак, приборный отсек, газотурбинный двигатель. Газотурбинный двигатель содержит компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло. Двигатель установлен вдоль вертикальной оси корпуса. Камера сгорания газотурбинного двигателя выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции, и регулируемым сопловым аппаратом турбины. Турбина содержит сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота. Каждая сопловая лопатка оборудована приводом. За компрессором установлен регулируемый направляющий аппарат, каждая лопатка которого оборудована приводом. Количество сопловых лопаток равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла установлен двигатель аварийной посадки. Повышается управляемость летательным аппаратом. 5 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки и может использоваться в гражданской авиации или в ВВС.

Задача создания изобретения - улучшение летных характеристик и маневренности летательного аппарата.

Известен летательный аппарат типа «летающей тарелки» по патенту США №6270036 В1, МПК7 B64C 15/00, 29/00, опубл. 07.08.2001, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, проточную камеру с входным и выходным отверстиями, сообщенными атмосферой, нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.

В отличие от заявляемого, в приведенном летательном аппарате вращающееся кольцо большой площади расположено на внешней поверхности летательного аппарата в верхней его части. Подъемная сила в приведенном летательном аппарате создается за счет разницы давлений воздушного потока над аппаратом и под аппаратом, путем смывания вращающегося кольца струями сжатого воздуха.

Недостатком приведенного аппарата является низкая устойчивость аппарата при горизонтальном перемещении вследствие взаимодействия набегающего воздушного потока со струями сжатого воздуха, омывающими вращающееся кольцо. Так как струи сжатого воздуха, омывающие вращающее кольцо, увлекаются этим кольцом в направлении его вращения, то в той области вращающегося кольца, где направление его вращения совпадает с направлением набегающего потока воздуха, суммарная скорость потока будет выше, чем в противоположной области вращающегося кольца, где направление его вращения противоположно направлению набегающего потока воздуха. Это приводит к неравномерному распределению давления среды по поверхности вращающегося кольца, что в свою очередь вызывает появление значительных кренящих моментов, парирование которых при данной конструкции аппарата возможно лишь путем введения в конструкцию приведенного летательного аппарата сложных специальных устройств.

Известен также летательный аппарат типа «летающей тарелки» по АС СССР №1496630, МКИ4 B64C 29/00, 39/06, содержащий корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой, смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками.

В приведенном летательном аппарате подъемная сила создается реактивной струей воздуха, которая создается рабочим колесом нагнетателя. Горизонтальное перемещение аппарата после вертикального взлета и набора высоты обеспечивается отклонением вектора тяги, что обуславливает низкую его маневренность и устойчивость.

Относительно низкая грузоподъемность обусловлена низким КПД рабочей текучей среды. Увеличение грузоподъемности приводит к нерациональному увеличению мощности двигателей и соответственно их габаритов, т.к. грузоподъемность в приведенном аппарате прямо пропорциональна мощности двигателей. Эффект Магнуса в приведенном летательном аппарате возникает при взаимодействии горизонтального вращающегося кольца с набегающим потоком воздуха и способствует снижению фронтального давления на аппарат за счет того, что внешняя поверхность вращающегося кольца сообщает набегающему спереди потоку воздуха дополнительную скорость вращательного движения. Причиной, препятствующей достижению технического результата, является то, что конструктивное решение в приведенном аппарате не позволяет в полной мере использовать возможность эффекта Магнуса для создания подъемной силы.

Известен летательный аппарат «Летающая тарелка» по патенту РФ №2264952. Этот аппарат содержит корпус круглой формы, кабину с органами управления аппаратом, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, имеющим входное отверстие, сообщенное с атмосферой и выходным прямолинейным каналом, имеющим выходные отверстия, сообщенные с атмосферой; смонтированный на опорах нагнетатель, состоящий из привода с рабочим колесом, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками, согласно изобретению снабжен кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом, при этом дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении, входной и выходной прямолинейные каналы размещены вдоль продольной оси летательного аппарата, кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами, в которой имеется прорезь под вращающиеся кольца и кольцевую опору, нагнетатель установлен внутри выходного прямолинейного канала, опоры нагнетателя выполнены в виде полых пилонов, полости которых сообщены с полостью прямолинейного выходного канала через управляемые клапаны и с отводящими каналами системы управления, открытыми со стороны их свободных торцов, заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий, а поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала. Одно из выходных отверстий в выходном прямолинейном канале выполнено с нижней стороны летательного аппарата, геометрический центр которого совмещен с вертикальной осью летательного аппарата. В качестве привода вращающихся колец используют электрический привод, генератор которого связан с приводом нагнетателя. Привод размещен в полости, выполненной в кольцевой опоре. Благодаря тому что в летательном аппарате для создания подъемной силы используются вращающиеся во взаимно противоположных направлениях кольца, расположенные внутри кольцевой проточной камеры и взаимодействующие с потоком воздуха, движущимся внутри этой камеры, причем направление вращения верхнего кольца совпадает с направлением движения воздушного потока в кольцевой проточной камере, достигается реализация эффекта Магнуса с наибольшей эффективностью.

Известен летательный аппарат по патенту РФ на изобретение №2360839, прототип.

Этот аппарат содержит корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий в свою очередь компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, которая выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции, и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота.

Недостаток - плохая управляемость аппарата из-за перетекания потока выхлопных газов между модулями камер сгорания из-за разности давления в них при маневрировании.

Задача создания изобретения - усовершенствовать летательный аппарат типа «летающей тарелки», повысить управляемость аппарата.

Решение указанной задачи достигнуто в летательном аппарате, содержащем корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий в свою очередь компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло, газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеющий камеру сгорания газотурбинного двигателя, которая выполнена многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции, и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота, тем, что согласно изобретению приводом оборудована каждая сопловая лопатка, а после компрессора установлен регулируемый направляющий аппарат, каждая лопатка которого оборудована приводом.

Число сопловых лопаток может быть равно числу секций камеры сгорания. Сопловые лопатки могут быть размещены между секциями камеры сгорания. Компрессор может быть выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Внутри газотурбинного двигателя может быть установлен топливный бак. Внутри реактивного сопла может быть установлен двигатель аварийной посадки.

Предложенное техническое решение обладает новизной, изобретательским уровнем и промышленной применимостью.

Новизна подтверждается проведенными патентными исследованиями, изобретательский уровень - получением нового технического результата. Промышленная применимость обусловлена тем, что для реализации этого проекта не требуется специальных материалов и технологий, ранее не применяющихся в технике.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…4, где:

- на фиг.1 приведен чертеж летательного аппарата,

- на фиг.2 приведен разрез по А-А,

- на фиг.3 приведен чертеж камеры сгорания и соплового аппарата,

- на фиг.4 приведен разрез И-И.

Летательный аппарат (фиг.1…4) содержит: осесимметричный корпус 1 типа «летающая тарелка», в верхней части которого выполнен воздухозаборник 2 с обтекателем 3 конической формы в средней части, газотурбинный двигатель 4, установленный вдоль вертикальной оси корпуса 1. Газотурбинный двигатель 4 содержит компрессор 5, камеру сгорания 6, турбину 7 и реактивное сопло 8.

Компрессор 5 выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом. Камеpa сгорания 6 выполнена многосекционной: от 12 до 18 секций 9 (фиг.2), имеющих независимые системы подачи топлива 10 к форсункам 11. В состав топливных систем 10 также входят топливные насосы 12 и фильтры 13. Фильтры 13 установлены в топливном баке 14, который выполнен вдоль вертикальной оси летательного аппарата в его центральной части, т.е. внутри газотурбинного двигателя 4. Такая компоновка позволила уменьшить осевые габариты газотурбинного двигателя и увеличить его диаметр для получения большой мощности. Турбина 7 содержит сопловой аппарат 15 и рабочее колесо 16, которое закреплено внутри вала 17. Вал 17 соединен по наружному диаметру с компрессором 5 для передачи крутящего момента. На поверхности вала 17 выполнены отверстия «Б» и уплотнения 18 для отбора части продуктов сгорания из камеры сгорания 6 через регуляторы расхода 19 к боковым соплам 20.

Вал 17 установлен в корпусе 1 на подшипниках 21, воспринимающих как радиальные, так и знакопеременные осевые нагрузки. Боковые сопла 20 установлены в двигательном отсеке «В», пассажирские отсеки «Г» и «Д» (в гражданском исполнении летательного аппарата) выполнены в периферийной части корпуса 1 и содержат иллюминаторы 22. Под пассажирским отсеком «Д» выполнен грузовой отсек «Е». В военном исполнении отсеки «Г» и «Д» могут использоваться для транспортировки десанта или бомбовой нагрузки. Отсеки «Г», «Д» и «Е» отделены от двигателя 4 защитной стенкой 23, имеющей теплоизоляцию 24. Приборный отсек «Ж» размещен между топливным баком 8 и газотурбинным двигателем 4 и защищен от теплового излучения теплоизоляцией 25. Компрессор 5 уплотнен относительно корпуса 1 передним уплотнением 26. Внутри реактивного сопла 8 установлен двигатель аварийной посадки 27. К топливному баку 10 подключен трубопровод наддува 28, соединенный через клапан 29 с баллоном сжатого воздуха 30.

Сопловой аппарат 15 турбины 7 (каждая лопатка) оборудован приводами поворота 31. Приводы поворота 31 соединены с блоком управления 32 посредством электрических связей 33. К корпусу 1 летательного аппарата в нижней части шарнирно подсоединены три или четыре опоры для его посадки.

Основной особенностью летательного аппарата является то, что он содержит регулируемый направляющий аппарат 34 на выходе из компрессора 5, при этом каждая лопатка направляющего аппарата имеет привод 35, соединенный электрическими связями с блоком управления 32 (фиг.1).

При взлете запускается при помощи стартера (на фиг.1…4 не показан) газотурбинный двигатель 4. Топливо из бака 15 топливными насосами подается в камеру сгорания 6 через форсунки 8 и воспламеняется. Продукты сгорания раскручивают рабочее колесо турбины 16 с валом 17. Вал 17 передает мощность компрессору 5. Продукты сгорания сбрасываются в реактивное сопло 8, создавая реактивную тягу не менее, чем вес летательного аппарата. Для управления курсом полета противоположные топливные насосы 12 переводят в разные режимы работы по расходу топлива, например уменьшают расход топлива в левую секцию камеры сгорания 9 и увеличивая - в правую. Поворачивают приводами 35 направляющие лопатки 34, установленные перед модулем 9 камеры сгорания 6, в которую уменьшают подачу топлива. В сторону дросселирования (уменьшения проходного сечения) для пропорционального уменьшения расхода воздуха в этот модуль 9 одновременно поворачивают сопловые лопатки соплового аппарата 31 приводами 32 (фиг.4), при этом поворачивают лопатки, размещенные по обе стороны от этого модуля камеры сгорания, для дросселирования проходного сечения. Последняя операция необходима для выдерживания оптимальных углов атаки газового потока при уменьшении его расхода и давления. В итоге правая половина сопла 8 будет создавать тягу, большую, чем левая, т.е.:

R2>R1

Суммарный вектор тяги R1 будет направлен под углом к оси летательного аппарата. Для горизонтального полета и маневров в горизонтальной плоскости используют боковые сопла 20, через которые сбрасывают 10…15% расхода продуктов сгорания, отбираемого из камеры сгорания 6 через отверстия «Б». При отказе в полете газотурбинного двигателя 4 включают двигатель аварийной посадки 27.

Применение предложенного технического решения позволило:

- улучшить управляемость летательным аппаратом за счет одновременного изменения расхода топлива в определенный модуль камеры сгорания и соответствующих установленных по обе стороны от него после камеры сгорания - сопловых лопаток, и направляющих лопаток, установленных за компрессором (между компрессором и камерой сгорания).

1. Летательный аппарат «летающая тарелка», содержащий корпус осесимметричной формы, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, содержащий, в свою очередь, компрессор, камеру сгорания, турбину и реактивное сопло; газотурбинный двигатель, установленный вдоль вертикальной оси корпуса, имеет камеру сгорания, выполненную многосекционной с топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции, и регулируемым сопловым аппаратом турбины, содержащей сопловые лопатки, установленные с возможностью поворота, отличающийся тем, что приводом оборудована каждая сопловая лопатка, а после компрессора установлен регулируемый направляющий аппарат, каждая лопатка которого оборудована приводом.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что число сопловых лопаток равно числу секций камеры сгорания.

3. Летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что сопловые лопатки размещены между секциями камеры сгорания.

4. Летательный аппарат по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что компрессор выполнен центробежным с осевым входом и осевым выходом.

5. Летательный аппарат по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что внутри газотурбинного двигателя установлен топливный бак.

6. Летательный аппарат по п.1 или 2, или 3, отличающийся тем, что внутри реактивного сопла установлен двигатель аварийной посадки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к машиностроению. .

Изобретение относится к авиации. .

Изобретение относится к авиационной технике и касается летательных аппаратов, снабженных несущим крылом-парашютом с возможностью управления полетом, планированием и возможностью осуществления вертикальных взлета и посадки летательного аппарата.

Изобретение относится к средствам формирования подъемной силы в воздушной среде. .

Изобретение относится к области аэрокосмических транспортных средств и может применяться, в частности, для исследований в ближнем и дальнем космосе, для уничтожения или восстановления потерявших управление автоматических спутников и других искусственных космических объектов, а также для изменения траекторий движения малых небесных тел (напр., астероидов) с целью исключения их столкновения с Землей.

Изобретение относится к транспортной технике, в частности к летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки содержит корпус выпуклой формы, выполненный в виде сжатого десятиугольника в плане, силовой элемент, размещенный в центре корпуса, на верхней части которого расположены два вентилятора, интегрированный обтекатель с кольцевыми каналами, элементы управления. Расстояние между осями вращения вентиляторов составляет не менее суммы двух радиусов вращения. Корпус и интегрированный обтекатель беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки могут быть выполнены из вспененной пластмассы, а элементы управления расположены по всей внешней нижней боковой поверхности корпуса. Достигается повышение аэродинамической эффективности, маневренности. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

Дисколет // 2515823
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям комбинированных летательных аппаратов. Дисколет включает корпус, соединенный свободно без трансмиссии с несущим тонким диском, снабженным складными радиальными лопастями центробежного вентилятора, закрепленными шарнирно к верхней плоскости диска. По периферии диска расположены регулируемые лопасти осевого вентилятора, преобразующегося в несущий винт в вертикальном полете и в кольцевое крыло в горизонтальном полете. Под диском установлены складывающиеся заподлицо с нижней поверхностью диска лопасти привода вращения диска реактивными газами двигателей. Двигатели закреплены к корпусу при помощи стабилизаторов управления полетом. Достигается возможность объединить свойства дискового крыла самолета, которое создает подъемную силу при обтекании воздушного потока в горизонтальном полете, с несущим винтом в вертикальном полете. 2 ил.

Дисколет // 2520177
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к конструкциям несущих систем комбинированных летательных аппаратов. Дисколет содержит корпус, соединенный свободно, без трансмиссии, с несущим тонким диском, являющимся маховиком и обтекателем, снабженным регулируемыми радиальными лопастями, закрепленными шарнирно по концам к диску. У периферии диска лопасти имеют конструктивные плоскостные расширения, направленные в сторону вращения диска. Между лопастями расположены секторные крылья. Лопасти являются предкрылками и закрылками секторного крыла. Отношение площади лопастей к площади диска лежит в диапазоне 0,05-0,1. Достигается улучшение аэродинамики летательного аппарата. 2 ил.

Гибридный летательный аппарат состоит из внешней, наполняемой легким газом оболочки, внешнего силового кольца, внутренних силовых колец, центрального силового кольца, силовой установки, включающей двигатели с воздушными винтами, создающими вертикальную и горизонтальную тягу. Силовая установка содержит четыре энергетических узла, каждый из которых включает двигатель с воздушным винтом, создающим вертикальную тягу, и двигатель с воздушным винтом, создающим горизонтальную тягу, и устройства, обеспечивающие управление общим шагом лопастей, перекос лопастей и реверс тяги каждого воздушного винта. Все энергетические узлы расположены по внешней окружности кольца симметрично относительно его связанных осей X, Y, Z. Изобретение направлено на стабилизацию аппарата в условиях действия внешних ветровых возмущений. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкции корпусов летательных аппаратов. Летательный аппарат содержит корпус с преимущественно плоским круглым днищем и поверхностью над днищем в форме тела вращения с образованием круглой в плане торцевой кромки. Верхняя часть корпуса выполнена в форме сегмента шара. Образующая участка внешней поверхности между торцевой кромкой и сегментом шара выполнена в виде вогнутой гиперболы. Летательный аппарат содержит два реактивных двигателя, расположенных параллельно друг другу выше торцевой кромки за пределами корпуса, причем воздухозаборники двигателей направлены в сторону центра корпуса, поворотные кромки, расположенные на торцевых кромках корпуса, газодинамические рули. Торцевая кромка выполнена заостренной. Достигается повышение аэродинамических характеристик летательного аппарата. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Атмосферная летающая тарелка имеет корпус, реактивный двигатель, кабину пилота и пассажиров со штурвалом управления, приборной панелью, креслом пилота и креслом пассажира. Корпус состоит из радиально расположенных лонжеронов, нервюр наружных верхних, нервюр внутренних верхних, нервюр наружных нижних, лонжеронов кабины. Двигатель и топливный бак установлены над корпусом летающей тарелки в мотогондоле, нижняя часть которой имеет дюзу и закреплена на штоках гидроцилиндров, установленных на нервюрах наружных верхних. Профиль нервюр наружных верхних выполнен по форме верхней части крыла, причем передняя кромка наиболее удалена от вертикальной оси симметрии летающей тарелки, а задняя кромка переходит в коническую поверхность нервюр внутренних верхних. Профиль нервюр наружных верхних может быть выполнен по форме верхней задней части крыла, причем задняя точка профиля крыла наиболее удалена от оси симметрии летающей тарелки, а точка перегиба профиля крыла совмещается с крайней точкой нервюры внутренней верхней. Хорда профиля крыла может иметь угол наклона относительно горизонтальной линии α от 0° до 90°. Вертикальная составляющая Т-образного профиля балансиров реактивного крутящего момента может быть выполнена в виде профиля крыла или в виде дуги. Достигается снижение расхода топлива и увеличение подъемной силы. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 28 ил.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Миниатюрный летательный аппарат с дистанционным управлением содержит по меньшей мере одну несущую поверхность (17), по меньшей мере одну пару винтовых двигателей (12, 13) и весовой элемент (20), положение которого можно менять в продольном направлении для изменения положения центра тяжести миниатюрного летательного аппарата (10). Несущая поверхность (17) расположена над плоскостью, определенной осями вращения винтовых двигателей (12, 13), с целью создания подъемной силы. Несущая поверхность (17) выполнена в виде верхней несущей поверхности (17), которая расположена над нижней несущей поверхностью (18), при этом миниатюрный летательный аппарат выполнен в форме летающего крыла. Положение в полете в отношении продольной оси (25) и/или вертикальной оси (11) летательного аппарата (10) можно регулировать с помощью разницы между движущими силами, предпочтительно между скоростями вращения винтовых двигателей (12, 13). Миниатюрный летательный аппарат может использоваться в качестве разведывательного, для чего оборудуется средствами мониторинга. Достигается возможность создания компактной и прочной конструкции с улучшенными летными характеристиками. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 3 ил.

Турбодиск // 2572980
Изобретение относится к летательным аппаратам, перемещающимся в различных средах. Турбодиск содержит корпус дискообразной формы, имеющий цилиндрический салон, обод-обтекатель в виде кольца на периферии, объединенные в жесткую конструкцию движителем, содержащим управляемые верхнее, среднее и нижнее жалюзи, между которыми находятся кольцеобразные турбины, взаимно противоположного вращения, связанные главной передачей с редуктором и двигателем, расположенными в салоне, имеющие возможность прямого и реверсивного вращения. Жалюзи выполнены в виде радиально расположенных пластин, имеющих трубчатые оси для пропуска коммуникаций, крепящиеся с возможностью вращения к стенке салона и ободу и образующие жесткую конструкцию. В ободе-обтекателе передней части корпуса находится входное отверстие, в задней части - сопло с двойным килем, стабилизатором, рулями направлений и высоты. Достигается улучшение летно-технических характеристик. 28 ил.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат содержит фюзеляж, горизонтальное и вертикальное хвостовое оперение, силовую установку, предпочтительно из двух двигателей, обтекаемые горизонтальные балки, шасси, воздушный винт горизонтальной тяги, трансмиссию, а также вращающиеся в противоположных направлениях круглые крылья. Крылья имеют возможность притормаживания вращения любого из них. Каждое крыло имеет радиально расположенные по периметру качающиеся лопасти, которые совершают полный цикл колебания в вертикальной плоскости за один оборот крыла. При функционировании лопастей в плоскости колебания лопасти имеют возможность исключать колебания лопастей и устанавливать их неподвижными в плоскости крыла. Достигается повышение эксплуатационных качеств, уменьшение сложности конструкции. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изообретение относится к конструкции движителей, работающих в воздушной и водной средах. Движитель выполнен в виде сплошного жесткого диска из металла или металлизированного пластика. Верхняя часть диска выполнена плоской, а нижняя эллипсоидной или конической. На верхней поверхности фрезерования на участке от 0,5 до 0,3 радиуса выполняют кольцевую расточку на глубину 0,05 радиуса диска. Окружность в 0,5 радиуса делят на шесть равных и от намеченных точек тем же радиусом размечают дуги на внешней части круга диска. Через центр и полученные шесть точек намечают оси симметрии, делящие диск на шесть секторов. Намечают шесть дуг на внешней части круга до точек пересечения с первыми дугами, от точек пересечения первичных и вторичных дуг у внешнего края диска до центра диска проводят шесть частей окружности до касания с первичными дугами. Металл из криволинейных сегментов от кольцевой расточки до отрезков дуг удаляют на глубину кольцевой расточки. Движители могут применяться вместо несущих винтов на дисколетах и в качестве движителей на подводных аппаратах. Достигается увеличение подъемной силы движителей. 5 н.п. ф-лы, 6 ил.
Наверх