Конвертопланы – B64C 37/00

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Вертолет-самолет представляет собой конвертоплан дупланной аэродинамической схемы с разновеликими крыльями, имеющими большее второе крыло, смонтированное выше первого цельноповоротного меньшего крыла. Вертолет-самолет выполнен с возможностью преобразования его полетной конфигурации с вертолета шестивинтовой несущей схемы, включающей четыре передних меньших и два задних больших поворотных винта, в самолет с шести- или четырехвинтовой движительной системой, так и обратно. При падении зарядки аккумуляторной батареи управление автоматически в каждой гибридной мотогондоле отключит выходной муфтой сцепления задний винт от его поворотного вала, установит его лопасти во флюгерное положение и включит турбовинтовой двигатель, который будет вращать электромотор-генератор, обеспечивающий подзарядку аккумуляторов в полетной конфигурации четырехвинтового самолета. Увеличение генерирующей мощности для электропитания может обеспечиваться также и в каждой гибридной мотогондоле, электромотор-генератор которой, работая при крейсерском полете в режиме электроветрогенератора, получает вращение от заднего тянущего винта, ось вращения которого отклонена от вертикали назад в направлении полета, что предопределяет авторотацию при косой его обдувке. Достигается повышение дальности полета, топливной эффективности, весовой отдачи. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям комбинированных вертолетов. Многовинтовой тяжелый конвертовинтокрыл выполнен в виде высокорасположенного моноплана, имеющего на консолях крыла винты в поворотных кольцевых каналах, фюзеляж с шарнирно установленными двумя силовыми балками ромбовидной в плане качалки, имеющей возможность отклонения ее балок в продольной плоскости и снабженной на противоположных ее вершинах несущими винтами на пилонах. Винты связаны валами трансмиссии с двигателями силовой установки, смонтированными в корневой части крыла. Винтокрыл имеет хвостовое оперение с цельноповоротным стабилизатором, трехстоечное убирающееся колесное шасси, крыло, выполненное в виде комбинации из двух с близким расположением друг к другу крыльев, смонтированных уступом. Переднее крыло выше заднего при отрицательной деградации первого ко второму по углу атаки. Межгондольные секции переднего и заднего крыльев снабжены предкрылком и закрылком и смонтированы так, что между задней кромкой переднего крыла и передней кромкой заднего крыла, имеющего 45% площади переднего крыла, располагается узкая щель, равная 2,5% хорды переднего крыла при расстоянии между средними линиями профиля переднего и заднего крыльев, равном 30% хорды заднего крыла. Достигается повышение показателей транспортной и топливной эффективности. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Группа изобретений относится к летательным аппаратам легче воздуха. В соответствии с каждым вариантом в аэростатическом летательном аппарате использованы управляемые моторные и грузовые безмоторные аэростатные модули. В первом варианте модули имеют фронтальные и боковые системы стыковки для сборки в летательный аппарат. Во втором варианте модули снабжены устройствами взаимного поиска и сближения как на земле, так и в воздухе. В третьем варианте несущей частью модулей являются комплексы из газовых и тепловых аэростатов. Аэростатный комплекс каждого модуля несет силовую платформу, являющуюся базовой конструкцией для сборки модулей в летательный аппарат. В четвертом варианте оболочки газовых и тепловых аэростатов являются секторами интегральной оболочки, близкой по форме к полуцилиндру, боковые сектора - газовые, средние - тепловые. В пятом варианте предусмотрено управление параметрами вентиляции тепловых аэростатов. Группа изобретений позволяет в широких пределах изменять конфигурацию и грузоподъемность летательного аппарата для конкретных транспортных задач и исключить проблемы балластировки. 5 н.п. ф-лы, 10 ил.

Группа изобретений относится к области авиации. Высотная платформа включает связку из летательных аппаратов, которые соединены между собой посредством гибкого кабель-троса, обеспечивающего передачу усилий и содержащего каналы передачи электроэнергии и информационного управляющего сигнала от одного аппарата к другому. На одном из летательных аппаратов установлен ветрогенератор. Способ размещения высотной платформы характеризуется тем, что летательные аппараты располагают в устойчивых ветровых потоках, движущихся с различной относительно земли скоростью и(или) в различном направлении, а удержание данной связки в заданной точке или передвижение ее относительно земли в заданном направлении обеспечивают с помощью аэродинамических органов управления и силовых установок, используя разность энергий ветровых потоков при сохранении постоянной высоты полета, и(или) за счет энергии, полученной от ветрогенератора на одном из летательных аппаратов и передаваемой через кабель-трос на силовые установки других летательных аппаратов. Полезную нагрузку размещают на летательных аппаратах или на соединяющем их кабель-тросе. Группа изобретений направлена на продолжительное барражирование высотной платформы. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж (1), горизонтальное (2) и двойное вертикальное оперение (3), крыло (5), два двигателя (4), установленные навстречу друг другу и расположенные в корпусе фюзеляжа над пассажирским салоном. Движители - воздушные винты (6, 7), расположенные на концах крыла (5), - выполнены изменяемого шага с противоположным направлением вращения. Двигатели (4) соединены с воздушными винтами (6, 7) через трансмиссию (8) с общим валом (9), одновременно являющимся валом синхронизации. Оси винтов выполнены поворотными в плоскостях, параллельных плоскости симметрии конвертоплана. Для повышения безопасности летательного аппарата в корпус фюзеляжа (1) введен контейнер со спасательным парашютом (12), расположенный над пассажирским салоном. Повышается надежность и безопасность летательного аппарата. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к авиационным ракетным системам и предназначено для осуществления полетов в атмосфере. Авиационная ракетная система содержит самолет, ракету и стыковочное устройство. Ракета содержит систему наведения на стыковочное устройство. Для дополнительного разгона самолета во время полета ракета соединяется с самолетом посредством стыковочного устройства. Достигается осуществление дополнительного разгона вне аэропортов ракетами для осуществления полета на участках между точками старта и посадки. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям скоростных комбинированных вертолетов. Скоростной сверхманевренный винтокрыл выполнен по трехвинтовой ярусной схеме с двумя винтами в поворотных кольцевых каналах, расположенных на конце хвостовой балки, и несущим винтом, концы лопастей которого отогнуты в противоположную сторону его вращения. Винтокрыл снабжен силовой установкой с двумя газотурбинными двигателями, передающими крутящий момент через главный редуктор и систему соединительных валов трансмиссии на несущий и нижние винты, газоструйными рулями путевого и продольного управления, трехопорным шасси. Винтокрыл снабжен возможностью преобразования полетной конфигурации с вертолета трехвинтовой несущей схемы с разновеликими несущими винтами в автожир, имеющий раздельные несущую систему, состоящую из несущего винта и крыла, и движительную систему с задними винтами, и в винтокрыл с движительно-несущей и движительной системами, состоящими соответственно из переднего несущего винта и двух винтов на конце балки. Достигается увеличение весовой отдачи и улучшение путевой и продольной управляемости. 3 ил., 1 табл.

Изобретение относится к авиационно-космическим, преимущественно многоразовым средствам доставки космических аппаратов (КА) на орбиту. С момента взлета и до момента завершения подготовки ракеты (5) к пуску в системах самолета, планера и др. - могут быть обнаружены отказы или неисправности, не позволяющие произвести штатный пуск ракеты (5). В этом случае для спасения КА (8) подается команда на разделение нижней (19) и верхней (18) частей фюзеляжа планера (4). Затем с расчетной задержкой подается команда на отделение корпуса головного обтекателя (7) и КА (8) от корпуса ракеты (5). При этом раскрывается замок троса-фала (2) (в виде силовых элементов (16, 17) фюзеляжа планера и силового элемента (15) троса). Нижняя часть (19) фюзеляжа планера под действием силы веса и набегающего потока воздуха падает вниз и сносится назад. Верхняя часть (18), сопряженная с ракетой (5), без ГО (7) и КА (8), под действием подъемной силы, создаваемой крылом (не показано) планера, поднимается вверх и также сносится назад. Это позволяет втянуть корпус обтекателя (7) с КА (8) внутрь фюзеляжа буксирующего самолета (не показан), напр., через его задний грузовой люк. Для снижения вероятности повреждения КА (8) при втягивании его в фюзеляж буксирующего самолета последний вводят в режим пикирования. В этом режиме корпус обтекателя (7) вместе с КА (8) фиксируют неподвижно в расчетной точке фюзеляжа самолета с помощью специального выдвижного захвата корпуса обтекателя. После этого самолет выводят из режима пикирования с переводом его в режим горизонтального полета в район посадки. Способ позволяет существенно уменьшить вероятность недопустимых ударных нагрузок на КА в процессе его втягивания внутрь буксирующего самолета. Техническим результатом изобретения является повышение надежности спасения КА и его сохранение в работоспособном состоянии для повторного использования. 5 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к беспилотным летательным аппаратам. Высокоскоростной беспилотный вертолет-самолет представляет собой моноплан с цельноповоротным передним горизонтальным оперением, двухкилевым вертикальным оперением, смонтированным к консолям крыла, крепящимся к гондолам, цельноповоротным стабилизатором, форкилями над гондолами и под ними. Цельноповоротный стабилизатор имеет возможность дифференцированного отклонения разнесенных консолей. Несущие поверхности расположены в продольной плоскости, не затеняя друг друга, образуя продольную схему триплана. Крутящий момент от двигательной установки, состоящей из двух газотурбинных двигателей, установленных тандемно, через трансмиссию передается на тянущий и толкающий винты, которые обеспечивают горизонтальную и соответствующим отклонением вверх и вниз вертикальную тягу. Трансмиссия летательного аппарата состоит из главного редуктора, носового и хвостового редукторов, продольных валов, расположенных по обе стороны от плоскости симметрии и параллельно ей и снабженных угловыми редукторами, Трансмиссия имеет крестообразную в продольной плоскости конфигурацию. Носовой и хвостовой обтекатели снабжены соответственно сверху и снизу раскрываемыми продольными проемами, имеющими направляющие для поворота корпуса поворотного вала с винтом соответствующего редуктора. Достигается повышение устойчивости и управляемости летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к авиации, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Конвертоплан содержит фюзеляж, крыло, двигатели, оперение, шасси. На крыле располагаются пилоны, выполненные с возможностью вращения. На пилонах установлены два передних двигателя. Задний двигатель установлен на киле-пилоне. Стойки шасси совмещены с пилонами крыла и килем соответственно. Обеспечивается балансировка летательного аппарата на всех режимах полета. 4 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к летательным аппаратам с вертикальным взлетом и посадкой. Конвертоплан содержит фюзеляж, крыло, двигатели, оперение, шасси. На концах крыла расположены пилоны, выполненные с возможностью вращения. На пилонах установлены по два двигателя, причем один двигатель расположен впереди центра масс конвертоплана, а другой двигатель-позади. Обеспечивается балансировка летательного аппарата на всех режимах полета. 4 ил.

Изобретение относится к конвертопланам, у которых винты в разных режимах полета могут использоваться как для создания подъемной силы, так и для создания тяги в направлении полета. Конвертоплан содержит два фюзеляжа, переднее межфюзеляжное горизонтальное оперение, заднее межфюзеляжное горизонтальное оперение и межфюзеляжный центроплан. Центральные части симметрично расположенных фюзеляжей совместно с передним межфюзеляжным горизонтальным оперением и задним межфюзеляжным горизонтальным оперением образуют жесткий замкнутый силовой контур, который включает в себя еще кили, расположенные на задних частях фюзеляжей. Крыло состоит из консольных частей, жестко закрепленных на фюзеляжах. Внешние части крыла могут быть выполнены также в виде замкнутой крыльевой системы. Конвертоплан в разных вариантах исполнения может содержать одну, две или более плоскостей центроплана. Плоскости центроплана соединены с фюзеляжами через поворотные узлы, с возможностью их поворота по углу атаки более чем на 90°. В центральной части центропланов закреплены винтомоторные группы с соосными воздушными винтами разного направления вращения. Винты имеют возможность поворота относительно оси центроплана. Центр тяги винтов, при вертикальном положении осей винтомоторных групп, расположен над расчетным центром масс конвертоплана. 3 н. и 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к установке для запуска летательного объекта, к системе для запуска летательного объекта и к способам запуска летательного объекта. Система для запуска содержит летательный аппарат, буксирующий установку для запуска. Установка для запуска содержит летательный объект, смонтированный посредством стропов с возможностью отделения на крыльевом корпусе таким образом, чтобы обеспечить возможность расположения головной части летательного объекта в направлении вверх при включении его двигателей в воздухе путем последовательного отсечения сначала одной, а затем оставшейся части стропов. Способ запуска летательного объекта в воздухе по первому варианту заключается в том, что летательный аппарат выполняет взлет со смонтированной на его верхней поверхности или нижней поверхности установкой для запуска. Установка для запуска отсоединяется от летательного аппарата после подъема ее на высоту запуска. После чего происходит отсоединение летательного объекта от крыльевого корпуса и производится его запуск. Способ запуска летательного объекта в воздухе по второму варианту заключается в том, что установка для запуска устанавливается в грузовом пространстве летательного аппарата. Достигается упрощение запуска летательных объектов. 4 н. и 12 з.п. ф-лы, 13 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции легких конвертопланов и беспилотных винтокрылов. Беспилотный конвертовинтокрыл содержит фюзеляж, двигатель, хвостовое оперение и трехстоечное, неубирающееся, колесное шасси, и выполнен по аэродинамической схеме «тандем» с крыльями изменяемой геометрии и оснащен по бокам передней и хвостовой частей фюзеляжа соответственно консолями низкорасположенного переднего и высокорасположенного заднего крыльев, которые имеют возможность отклоняться вперед и назад на углы обратной и прямой стреловидности и поворачивать их в соответствующие боковые ниши при его трансформации в вертолет, и имеет под хвостовой балкой V-образное вертикальное оперение. На верхней части фюзеляжа шарнирно установлена поперечная качалка, а на ней - продольная, на которой смонтированы мотогондола и в обтекателе главный редуктор. К выходному валу главного редуктора смонтирован центральный редуктор с удлиненными продольными выходными валами в равновеликих профилированных корпусах, снабженных на концах угловыми редукторами с несущими винтами. Отклонение качалок в соответствующих плоскостях, а вмести с ними и несущих винтов, обеспечивает управление конвертовинтокрылом. Достигается упрощение трансмиссии, поперечного управления при вертикальных взлете - посадке, повышение устойчивости, расширение возможности базирования летательного аппарата на площадках ограниченного размера. 2 ил.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано в конструкции многоцелевых конвертопланов. Конвертоплан выполнен в виде моноплана трехбалочной схемы, содержит низкорасположенное крыло, разнесенные балки, соединяющие крыло с киль-шайбами, связанные с вертикальным оперением и стабилизатором, силовую установку, трансмиссию с редукторами и соединительными валами и шасси. Конвертоплан выполнен с возможностью преобразования его полетной конфигурации с самолета, выполненного по продольной схеме триплан, с двумя носовыми и двумя межкилевыми винтами в поворотных кольцевых каналах, в полетную конфигурацию вертолета четырехвинтовой несущей схемы 2+2 и обратно. Вертикальное оперение представляет собой кормовой пилон двухкилевого оперения, выполненный Н-образным, снабженный стабилизатором, смонтированный в хвостовом обтекателе кормового пилона. Н-образная в плане трансмиссия содержит Т-образные передний и задний промежуточные редукторы и связаны с редукторами носовых и межкилевых винтов. Г-образные в продольной плоскости системы валов с угловыми редукторами обеспечивают их перегибы в носовом обтекателе и кормовом пилоне. Комбинированная силовая установка, имеющая криогенные топливные баки, снабжена по бокам конвертоплана двумя подъемно-маршевыми газотурбинными двигателями и двумя подъемно-разгонными турбореактивными двухконтурными двигателями. Достигается увеличение весовой отдачи, повышение эксплуатационных характеристик. 2 ил.

Изобретение относится к транспорту и касается создания многофункциональной транспортной техники, предназначенной для использования как в качестве автомобиля, так и в качестве летательного аппарата. Автомобиль содержит кузов, пару складных крыльев, воздушные винты, хвостовое оперение, шасси с колесами, расположенными по ромбовидной схеме, и силовую установку. Каждое крыло установлено с возможностью поворота посредством кронштейна в поперечное положение над кузовом с образованием полетной конфигурации и в продольное положение под кузовом с образованием дорожно-транспортной конфигурации. Промежуточная пара колес выполнена убирающимися для выхода крыльев из под кузова. Изобретение позволяет повысить безопасность эксплуатации аэромобиля в полетных и дорожных условиях посредством компоновки его узлов. 8 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ функционирования летающего строительного комплекса заключается в том, что для перелета с одной базы на другую используется грузовой модуль, который прикрепляют снизу непосредственно к первому аэростату с маршевыми или маневровыми двигателями, подъемная сила которых меньше веса грузового модуля. Дополнительную подъемную силу создают с помощью дополнительного аэростата с маршевыми или маневровыми двигателями, жестко связанного с нижним первым аэростатом. Изобретение направлено на повышение экономичности и технико-экологической надежности. 1 ил.

Изобретение относится к области авиационной ракетно-космической техники и может быть использовано в мобильных авиационных ракетных космических системах с тяжелыми баллистическими ракетами, запускаемыми в воздухе для выведения космических аппаратов на орбиту. Система включает планер, устройство для запуска космического аппарата, смонтированное внутри фюзеляжа планера, самолет, буксировщик планера, представляющий собой существующий серийный самолет, наземную транспортную платформу, на которой смонтирован планер, трос-фал для сопряжения планера с самолетом с возможностью отделения его от самолета и планера, комплекс систем управления. Планер выполнен одноразовым с возможностью отделения верхней и нижней частей фюзеляжа друг от друга. Устройство для запуска космического аппарата на орбиты выполнено в виде баллистической ракеты воздушного запуска, закрепленной к верхней части фюзеляжа планера с возможностью отделения ее при пуске. Наземная транспортная платформа содержит двигатель, систему управления и систему торможения и представляет собой существующий серийный самолет, имеющий остаточные ресурс и срок службы, доработанный и приспособленный под наземное транспортирование и взлет планера. Достигается повышение безопасности и надежности при выведении космического аппарата. 3 ил.

Изобретение относится к авиации и касается создания многоцелевого гидроконвертовинтоплана. Он имеет на консолях крыла два поворотных винта для вертикальной и горизонтальной тяги с узлами поворота и редукторами, последние связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым двумя двигателями силовой установки, установленными в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженными синхронизирующим валом. Этот винтоплан может превращаться на вертолетных режимах с двухвинтовой продольной схемы в четырехвинтовую, совмещающую поперечную и продольную схемы, и обратно или на самолетных режимах с моноплановой схемы в продольную схему триплана и обратно. Трансмиссия, имея два редуктора с несущими винтами и продольной системой валов, по форме является крестообразной в горизонтальной плоскости. Несущие винты, передний и задний, консольные винты, левый и правый, вращаются взаимно противоположно между собой. Редукторы несущих винтов переднего и заднего, смонтированные на противоположных вершинах ромбовидной в плане, ломающейся вдоль ее меньшей диагонали траверсы, расположены на большей диагонали последней и вдоль продольной оси фюзеляжа. Траверса состоит из двух разновеликих рычагов, представляющих собой V-образные в плане пустотелые силовые балки с разнесенными проушинами, присоединенными на шарнирах к верхней части фюзеляжа и допускающими взаимный их поворот при возможном фиксированном и независимом отклонениях каждого из них в вертикальной продольной плоскости на положительные и отрицательные разновеликие углы. Передний меньший рычаг может отклоняться на большие отрицательные, а задний - на большие положительные некоторые углы. На конце заднего большего рычага смонтированы к его боковым V-образным в плане сторонам и к нижней его части вдоль продольной оси фюзеляжа цельноповоротные горизонтальное и вертикальное оперения. Продольные валы, проходящие внутри рычагов от редукторов несущих винтов к главному редуктору, находящемуся в центре ромбовидной рамы, имеют карданные соединения для передачи при различных углах отклонения рычагов в вертикальной продольной плоскости мощности на эти винты. Изобретение увеличивает взлетный вес и весовую отдачу, упрощает конструкцию хвостовой балки, улучшает продольное и путевое управление при вертикальном взлете, посадке и висении, уменьшает нагрузку на ометаемую площадь винтами и обеспечивает возможность его использования на площадках ограниченного размера при наземном, палубном и морском базировании. 2 ил.

Изобретение относится к авиации и касается создания пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки конвертируемого типа. Аппарат по первому варианту имеет попарно разнесенные в каждой из пересекающихся вертикальных плоскостей звездообразные, с четным количеством лучей, крылья. На их концах имеются силовые установки в мотогондолах с образованием в каждой из пересекающихся плоскостей жесткой конструкции. Крылья имеют адаптивные поверхности управления с возможностью их активации согласно требуемым режимам работы силовых установок и противодействию внешним возмущающим факторам в соответствии с реализуемыми объективными синергетическими законами единства процессов адаптации и управления. Нижние части мотогондол имеют выпускные водоизмещающие взлетно-посадочные средства изменяемого объема с возможностью уборки во внутренние полости мотогондол. По второму варианту аппарат оснащен четным количеством съемных аэродинамических крыльев оптимального удлинения. Их консоли закреплены на фюзеляже между плоскостями звездообразных крыльев, образуя различные аэродинамические компоновки. По третьему варианту в аппарате в каждой из силовых установок имеется не менее двух соосно-независимых приводов с воздушными винтами в тяговых кольцах. Каждое взлетно-посадочное средство может быть выполнено в виде складывающегося гофрированного цилиндра и сферы. Полость цилиндра делится на 2 полости эластичной поперечной перегородкой с редукционным клапаном. Оболочка сферы имеет возможность уборки и размещения в конечной полости цилиндра. Его торец имеет поворотные лепестки обтекателя. Взлетно-посадочные средства могут иметь расщепляемые створки. В их полостях закреплены надувные баллонеты. Изобретение позволяет создать аппарат с повышенной эффективностью на режимах взлета и посадки, особенно при турбулентности атмосферы, а также обладающий высокой скороподъемностью при меньших затратах мощности силовых установок и имеющий высокую маневренность и широкий диапазон изменения скорости полета, вплоть до зависания аппарата в воздухе с приданием аппарату амфибийных свойств. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 11 ил., 1 фото.

Вертолет-самолет-амфибия предназначен для создания специальной транспортной системы городского базирования. Вертолет-самолет-амфибия содержит моноплан с высокорасположенным крылом небольшого удлинения, на консолях которого смонтированы два поворотных кольцевых канала, оснащенных узлами поворота и винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженных редукторами винтов, которые связаны соединительными валами с главным редуктором, приводимым силовой установкой, включающей два двигателя, установленных в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа и снабженных синхронизирующим валом и газовыми рулями путевого и продольного управления, смонтированными в конце хвостовой балки, хвостовое оперение и шасси трехопорное, убирающееся в носовой отсек, и герметичные борт-отсеки. Вертолет-самолет-амфибия имеет возможность преобразования на вертолетных режимах полета с одно- в трехвинтовую ярусную схему 2+1 и обратно или на самолетных режимах полета с моно- в биплановую схему и обратно. Главный редуктор оснащен вертикальным валом с двухлопастным центральным несущим винтом, лопасти которого имеют законцовки, формирующие его в S-образную форму в плане. Одна из его лопастей выполнена с возможностью изменения угла установки, допускающей переворот лопасти в вертикальной плоскости в момент ее расположения вдоль продольной оси фюзеляжа в хвостовой части, для преобразования двухлопастного несущего винта в крыло, имеющее законцовки, придающие ему форму в плане в виде скобы, и обратно. Вертикальный вал оснащен дополнительным приводом, обеспечивающим фиксированный поворот в горизонтальной плоскости и установку крыла перпендикулярно продольной оси фюзеляжа относительно его задней кромки. Технический результат - повышение аэродинамической эффективности во всех областях летных режимов и улучшение взлетно-посадочных характеристик как на вертолетных, так и на самолетных режимах полета. 3 ил.

Изобретение относится к области авиационной и ракетно-космической техники и может быть использовано в авиационных ракетных комплексах (АРК) космического назначения с тяжелыми (массой от 100 т) баллистическими ракетами, используемыми в качестве ракет-носителей. Предлагаемый АРК включает в себя планер, самолет, приспособленный для буксировки планера с помощью троса-фала, и ракету-носитель (РН) для выведения космического аппарата. РН перед запуском размещается внутри фюзеляжа планера. АРК содержит также транспортно-разгонную платформу для установки на ней планера и обеспечивающие системы. Фюзеляж планера имеет верхнюю и нижнюю части. Перед отделением от планера и пуском РН нижняя часть планера отделяется от верхней. Платформа снабжена двигательной установкой, например ракетным двигателем твердого топлива. Техническим результатом изобретения является повышение эффективности (в т.ч. надежности и безопасности) и универсальности АРК. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретения относятся к области авиации. Способ предназначен для реализации обтекания лопасти с относительной толщиной профиля 4÷6% путем увеличения частоты вращения несущего винта до значений окружной скорости концевой части лопасти, превосходящей звуковую скорость. Авиационно-космическая система содержит авиационную ступень 1, космическую ступень 2 и взлетно-посадочную колонну с поворотными кронштейнами. Фюзеляжи ступеней связаны стыковочным узлом 3. Авиационная ступень 1 включает фюзеляж, крыло 4, механизацию крыла, силовую установку 7, соосный винт, каждая лопасть которого установлена на втулке посредством гибкого лонжерона 9, предназначенного для наматывания на барабан, который связан с втулкой посредством скобы и вертикального шарнира. На фюзеляже образованы поворотные упоры взлетно-посадочного устройства. Космическая ступень 2 включает контейнер для полезного груза, руль высоты и руль направления. Технический результат - снижение массы. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается строительства гидроконвертоэкранопланов. Гидроконвертоэкраноплан имеет моноплан с размещенными тандемом средне- и высокорасположенным крыльями. На их консолях смонтированы кольцевые каналы, оснащенные узлами поворота и консольными винтами, создающими вертикальную и соответствующим отклонением горизонтальную тягу, и снабженные в их центре на горизонтальных ребрах жесткости редукторами винтов, из которых передние и задние объединены соответственно разноуровневыми поперечными и продольными соединительными валами трансмиссии с двумя промежуточными Т-образными редукторами, приводимыми силовой установкой. Силовая установка имеет по меньшей мере два главных двигателя, установленных в гондолах по обе стороны от продольной оси фюзеляжа-гондолы на верхней части высокорасположенного крыла. Вертикальное оперение установлено на хвостовой балке. Трехопорное шасси убирается в носовой отсек. Гидроконвертоэкраноплан выполнен по трехбалочной схеме. Высокорасположенное крыло перед его кольцевыми каналами дополнительно оснащено двумя разнесенными балками на уровне хвостовой балки. Среднерасположенное крыло выполнено в виде стабилизатора, и два его винта в кольцевых каналах, представляющие собой межбалочные винты, снабжены узлами поворота кольцевых каналов боковыми и центральными, которые смонтированы соосно с единой поперечной осью горизонтальных ребер жесткости, расположенной в плоскости стабилизатора. Герметичные борт-отсеки выполнены плавно переходящими за кормовой частью фюзеляжа-гондолы в кормовой отсек, который выполнен с двумя С-образными вырезами, расположенными соответственно под межбалочными винтами, не затеняя последние при создании ими вертикальной тяги. Кормовой отсек выполнен под хвостовой балкой и вдоль ее продольной оси в виде обтекаемого кормового поплавка продольной остойчивости. Технический результат реализации изобретения заключается в улучшении эксплуатационных характеристик гидроконвертоэкраноплана. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике и касается технологии воздушного старта (ВС) беспилотных летательных аппаратов (БЛА). Способ ВС БЛА содержит наземную предполетную подготовку БЛА, присоединение системы внешней подвески БЛА к вертолету-носителю (ВН) и БЛА, транспортировку к точке старта, предстартовый контроль и сброс БЛА аппарата. Присоединение БЛА к ВН осуществляют с помощью системы внешней подвески с гибким кабель-тросом. Запуск маршевого двигателя БЛА осуществляют перед его транспортировкой к точке старта, а сброс проводят при работающем маршевом двигателе в режиме его минимальной тяги(мощности). Система внешней подвески (СВН) БЛА к ВН для осуществления ВС имеет грузовой трос, закрепленный одним концом на вертолете и соединенный другим концом с балкой подвески груза (БЛА) и устройство для аэродинамической стабилизации груза (УАСГ), выполненное в виде вертикальных килей, расположенных симметрично относительно его плоскости симметрии груза позади центра масс. Она снабжена электрокабелем с пультом контроля состояния бортовых систем и управления стартом БЛА на верхнем конце и вилкой отрывного электроразъема на его нижнем конце, топливной системой подпитки топливной системы груза, включающей топливный бак и топливный шланг с электроклапаном, устройством обрубки кабеля и грузового троса. Все вышеперечисленные устройства закреплены на тросе с помощью зажимов, за исключением топливного электроклапана и вилки электроразъема кабеля, соединенных с балкой подвески, и пульта контроля, соединенного с верхним свободным концом электрокабеля. Балка подвески груза выполнена в виде полой коробки. В ее центральной нижней части расположены электрозамок подвески груза, вилка отрывного разъема и топливный электроклапан. На боковых сторонах концов балки жестко закреплены две пары регулируемых упоров для взаимной жесткой фиксации балки с грузом. Кили УАСГ находятся на заднем конце продольной штанги. Эта штанга закреплена на задней части балки подвески груза. Кили выполнены с возможностью отклонения в разные стороны относительно вертикальной оси, при подвешенном грузе, посредством двух тросов, соединенных с подпружиненным рычагом, закрепленном на заднем торце балки. Технический результат реализации изобретения состоит в снижении стоимости и повышении надежности и безопасности ВС БЛА, в упрощении состава бортового оборудования БЛА. 2 н.п. ф-лы, 6 ил.