Летательные аппараты, не предусмотренные в других рубриках: .с диско- или кольцеобразными крыльями – B64C 39/06

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.

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.

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.

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.

Система хвостового оперения (1) для самолета содержит фюзеляж (3), крыло (2) и тяговый двигатель (5, 5а, 5b), закрепленный в хвостовой части фюзеляжа этого самолета, которая располагается позади крыла (2) относительно продольной оси самолета. Система хвостового оперения содержит аэродинамические поверхности, закрепленные на хвостовой части фюзеляжа. Система хвостового оперения образована горизонтальными аэродинамическими поверхностями (41а, 41b, 43) и вертикальными аэродинамическими поверхностями (42а, 42b), выполненными для формирования кольцевой конструкции, содержащей кольцо, закрепленное на фюзеляже. Тяговый двигатель удерживается в кольце, образованном системой хвостового оперения. Центральный киль используется для формирования двух колец в кольцевой конструкции. Варианты самолета характеризуются признаками хвостового оперения и закреплением одного или двух двигателей в зоне кольца. Группа изобретений направлена на повышение безопасности функционирования. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области авиации. Самолет включает планер в форме дискообразного центроплана с расположением носового отсека фюзеляжного типа со стороны переднего полукруга центроплана и главного отсека полезной нагрузки в центральной части центроплана, крыльевые консоли, вертикальное и горизонтальное оперение. Самолет оборудован цельноповортным горизонтальным оперением. В обводы центроплана вписан топливный отсек криогенного топлива. Со стороны хвостового полукруга центроплана расположен кормовой отсек. Изобретение направлено на повышение грузоподъемности и дальности полета. 15 з.п. ф-лы, 25 ил.

Изобретение относится к машиностроению. Роторный секторный двигатель внутреннего сгорания содержит корпус-статор с полостью цилиндрической формы. Корпус-статор является частью летательного аппарата. В корпусе-статоре на полом валу, установленном на полой оси, установлен диск летательного аппарата. Корпус-статор и диск летательного аппарата поделены на основные и заполняющие секторы, состоящие из частей подвижных первичных и вторичных рабочих камер. В полости корпуса-статора выполнены элементы подвижных первичных и вторичных рабочих камер с впускными каналами, установлены свечи зажигания, выполнены части сопельных аппаратов. Части сопельных аппаратов при вращении диска летательного аппарата образуют подвижные сопельные аппараты, по которым направляется продукт на передние стенки подвижных камер сгорания, и отработавший газ выходит в исходящие сопла. Полный оборот вала двигателя осуществляется при срабатывании количества подвижных камер сгорания, равного произведению квадрата количества основных секторов, принятых на двигателе, на количество заполняющих секторов в основном секторе и на количество участвующих одновременно в цикле (рабочий ход) подвижных первичных и вторичных камер сгорания в основном секторе, при обеспечении приложения кинетической энергии продукта с подвижных камер сгорания на диск летательного аппарата ротора в нескольких точках по окружности полости корпуса-статора и многократного участия в работе одних и тех же подвижных камер сгорания при одном обороте ротора двигателя. Изобретение направлено на создание двигателя для дискового летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 15 ил.

Изобретение относится к авиации. Дискообразный летательный аппарат состоит из двух частей корпуса, разделенных по горизонтальной плоскости, и двигателей. Части корпуса установлены с возможностью раздвижения относительно друг друга в вертикальной плоскости с образованием биплана тандем. Двигатели закреплены сзади к верхней части корпуса таким образом, что реактивная струя газов от двигателя направлена по касательной к вихревому потоку от корпуса аппарата, образованному на его концах. Изобретение направлено на улучшение аэродинамики. 2 ил.

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. Летательный аппарат (1) с крылом-парашютом (2) содержит крыло-парашют (2) с каркасом в виде усеченного конуса. Крыло-парашют расположено вокруг летательного аппарата. Летательный аппарат (1) снабжен винтом (10) для компенсации вращающего момента, создаваемого крылом-парашютом (2), а также двигателями горизонтальной тяги (11) и двигателем (12). Двигатель (12) служит для привода во вращение крыла-парашюта (2) и винта (10). Каркас крыла-парашюта (2) снабжен по всему периметру и параллельно боковым образующим конуса равномерно расположенными воздухозаборниками в виде прорезей, снабженными пластинами (14), повторяющими в закрытом виде форму поверхности конуса. При вращении крыла-парашюта (2) пластины (14) воздухозаборников открываются, обеспечивая этим дополнительную вертикальную тягу, которая позволяет планировать летательному аппарату (1) с отключенными двигателями горизонтальной тяги (11). Достигается надежность и безопасность, а также возможность планирования при отключенных двигателях. 5 ил.

Изобретение относится к средствам формирования подъемной силы в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы для подъема и перемещения груза в воздушной среде включает формирование пониженного давления над поверхностью тонкого вогнутого диска с изгибом на краю для жесткости посредством вращения приводом регулярных соосных последовательностей ребер одной ориентации по спирали относительно общей оси их вращения. В центральной части вогнутого диска выполняют отверстие, края которого выполняют с изгибом в нижнем направлении для формирования жесткости и, к которым посредством центрирующих направляющих фиксируют привод, ось вращения которого фиксируют в центральной внутренней части выпуклой поверхности тонкого дополнительного диска вращения, к краям которого жестко фиксируют регулярные соосные последовательности ребер одной ориентации, которыми осуществляют формирование повышенного давления под выпуклой поверхностью тонкого дополнительного диска вращения. Подъем и перемещение груза в воздушной среде осуществляют посредством двух вогнутых дисков, которые располагают на противоположных сторонах корпуса транспорта с возможностью разворота в вертикальном и горизонтальном направлениях. Изобретение направлено на повышение подъемной силы. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

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. Аэрокосмический летательный аппарат (АКЛА) включает в себя корпус в виде двояковыпуклой линзы, накрытой снизу и сверху полусферами титановых обтекателей. Корпус подкреплен несущей стальной рамой с элементами жесткости, на которой смонтирована силовая установка. Эта установка содержит три группы двигателей: четыре подъемно-маршевых турбореактивных двухконтурных двигателя (с выхлопными соплами горизонтальной (18а) и вертикальной (18б) тяги), два маршевых ракетных двигателя (с отклоняющимися соплами 19а) и четыре ракетных двигателя вертикальной тяги (с выхлопными соплами 24). В корпусе установлены баки (20) с водородом для ракетных двигателей. АКЛА оборудован левыми и правыми верхними (33) и нижними (33а) аэродинамическими рулями тангажа, а также левым и правым газовыми рулями (21). АКЛА имеет четыре стойки (25) шасси; при убранных в купола шасси посадка может выполняться на лыжные полозья (11). Для посадки также предусмотрен парашютный контейнер (5) с крышкой (5а). Для стыковки и сообщения с межпланетной космической станцией (МКС) служит герметизируемый люк (8) шлюза. На корпусе АКЛА установлены фары (26а) освещения задней полусферы и бортовые аэронавигационные огни (22). Технический результат изобретения направлен на создание многорежимного многофункционального АКЛА для исследований и других операций в ближнем и дальнем космосе, с использованием для его дозаправки МКС и небесных тел, например планет и их спутников. 6 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к транспортной технике, в частности к летательным аппаратам. Устройство для формирования подъемной силы аппарата содержит расположенную на выпуклой или конической поверхности ступенчатую регулярную активную поверхность, формируемую пьезоэлектрическими ленточными актюаторами, способными посредством приложенного управляющего электрического воздействия совершать маховые колебательные движения, вызывающие смещение частиц окружающей среды и формирующие область пониженного давления, обеспечивающую создание подъемной силы. Способ формирования подъемной силы заключается в использовании устройства. Группа изобретений направлена на повышение эффективности воздействия на частицы окружающей среды. 2 н. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Крыло (1) содержит центроплан, выполненный в виде профилированного несущего диска (2) в плане с передней и задней кромками по образующей несущего диска. Консоли (3) соединены с несущим диском (2) центроплана по его бокам с сохранением формы передней и задней кромок несущего диска (2) по его образующей в плане. Консоли (3) имеют в плане трапециевидную, и/или стреловидную, и/или прямоугольную аэродинамическую форму. Крыло (1) имеет аэродинамические наплывы (4) по продольной оси крыла (1), расположенные в передней его части и по обе стороны от продольной оси крыла (1), и имеющие в плане треугольную и оживальную аэродинамическую форму. Изобретение направлено на повышение маневренности самолета. 4 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к авиатехнике. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата вертикального взлета, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиально-щелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней поверхностей внутренней полости крыла с возможностью регулирования разрежения клапанами. Воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов. Воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля. В каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют щели, ведущие в сегменты с возможностью перекрытия посредством клапанов. Направление и силу тяги регулируют посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально-щелевое сопло. Изобретение направлено на усиление подъемной силы и резкости смены курса. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушному транспорту. Летательный аппарат состоит из корпуса, включающего в себя кабину пилотов и двигательный отсек, и крыльевого модуля. Крыльевой модуль включает одно несущее многорядное кольцевое крыло с лопатками, распределенными и по его окружности, и по его высоте (пакетный воздушный винт). Кольцевая труба содержит две лопастные помпы, прокачивающие жидкость в направлении, обратном вращению пакетного воздушного винта для компенсации реактивного момента крыла. Поворот крыльевого модуля достигается за счет использования двух пар оппозитных аэродинамических рулей и посредством смещения грузов вдоль внешнего обвода крыльевого модуля в направлении его наклона. Передача мощности от двигателей осуществляется через два полых вала по бокам аппарата и закрепленные на их внешних концах шестерни, находящиеся в зубчатом зацеплении с рейкой по ободу пакетного воздушного винта. Достигается снижение нагрузок на трансмиссию, повышение управляемости аппарата и эффективности пакетного воздушного винта по созданию подъемной силы и тяги в направлении полета. 2 ил.

Изобретение относится к инерционным движителям, предназначенным для летательных аппаратов. Центробежно-инерционный движитель для летающих тарелок содержит корпус (1), толкающую поверхность, спиральный активатор (2), держатели с грузами (9), рабочие пружины (3), выполненные с возможностью аккумулирования энергии, колесики, выполненные с возможностью вращения спирального активатора от диска с помощью цепи (22) Галя от двигателя (6), планки для восприятия удара грузов. Движитель предназначен для создания инерционной силы и образования реактивной силы при действии на толкающую поверхность (15). Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 ил.

Изобретение относится к авиации и направлено на создание новой конструкции летательного аппарата, который может использоваться в авиации. Летательный аппарат состоит из куполообразного салона, перекрытия, машинного отделения с моторами, редуктора, винта вертикального подъема, вертикального вала, подшипниковой опоры, катушки и трех опорных колес. В конструкции летательного аппарата применено составное кольцеобразное крыло, неподвижное крыло которого прикреплено к машинному отделению ниже потолка перекрытия. Подвижное крыло входит в состав винта вертикального подъема, соединено неподвижно со ступицей ребрами и шарнирно с лопастями винта. Достигается увеличение безопасности, маневренности и управляемости в полете. 1 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам. Периферийный привод летательного аппарата состоит из двигателей (2), сцепления и редуктора, вынесен на кольцевые крылья (4), расположен над ними. На выходном валу привода закреплен ведущий элемент, конструктивно решенный как зубчатое колесо (2) цепной передачи, передающей вращение через роликовую цепь (3) ответному зубчатому колесу, представляющему собой обод (5) кольцевого крыла (4). Ведущий элемент также может быть выполнен как шкив ременной передачи, передающей вращение через приводной ремень ответному шкиву, представляющему собой обод кольцевого крыла. Ведущий элемент также может быть выполнен как шестерня зубчатой передачи, планарная плоскости вращения кольцевого крыла и передающая мощность кольцевому крылу через ответную шестерню, представляющую собой обод кольцевого крыла. Изобретение упрощает механизм передачи мощности на кольцевые крылья летательного аппарата «Турболет-М» и снижение требований к жесткости фиксации кольцевых крыльев. 2 ил.

Изобретение относится к области авиации. Грузопассажирская летающая тарелка со спирально-активаторным инерционным движителем состоит из рамы, выполненной с возможностью подбрасывания пилота и груза вверх, двигателя внутреннего сгорания, движителя, включающего спиральный активатор и рабочую пружину, предназначенную для сжатия и освобождения посредством спирального активатора, купола и малогнущихся строп, предназначенных для создания инерционной силы и отталкивания воздуха для образования реактивной силы при вращении спирального активатора со скоростью 3-5 оборотов в секунду двигателем внутреннего сгорания. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Летающая тарелка с центробежно-инерционным движителем состоит из каркаса, платы 21, купола 6, двигателя внутреннего сгорания, движителя, включающего толкающую поверхность днища, спиральный активатор 15, имеющий шкив и выполненный с возможностью вращения с помощью цепи Гали рабочей пружины, предназначенной для сжатия и освобождения посредством спирального активатора 15. Предусмотрены тяги с грузами 5, предназначенными для создания инерционной силы и образования реактивной силы при действии на толкающую поверхность 9 днища. Изобретение направлено на расширение арсенала технических средств. 1 ил.

Изобретение относится к области авиации. Спирально-активаторный движитель для летающих тарелок состоит из двигателя, рамы, спирального активатора (10), рабочей пружины (11), трубы, предназначенной для направления рабочей пружины при сжатии, штока, входящего в трубу, и толкающей поверхности, которые выполнены с возможностью поочередно вступать во взаимодействие для сжатия и освобождения рабочей пружины при 3-5 оборотах спирального активатора так, что толкающая поверхность образует реактивную силу за счет отталкивания воздуха вниз. Изобретение направлено на снижение стоимости изготовления. 1 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к летательным аппаратам вертикального взлета. Летательный аппарат содержит корпус, топливный бак и приборный отсек, газотурбинный двигатель, состоящий из компрессора, турбины, многосекционной камеры сгорания, оборудованной топливными системами, содержащими регуляторы расхода топлива для каждой секции. Внутри реактивного сопла может быть установлен двигатель аварийной посадки. Достигается улучшение летных характеристик мощности двигателя, маневренности и безопасности летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам тарельчатой конфигурации. Конструкция кабины (1) размещения пассажиров, экипажа, оборудования летательного аппарата содержит усеченную сферическую стенку (14), закрепленную на периферии палубы (2) и на верхней внешней стороне силовой втулки (7), закрепленной основанием на корпусе центрального редуктора (8), верхний ведущий вал (37) которого соединен с центральной частью фюзеляжа. Кабина и палуба центральной частью закреплены на внешней стороне силовой втулки. Внутренний объем кабины разделен перегородками, образующими отдельные сектора и помещения, в зоне кабины пилотов расположены кресла пилотов и пульт управления летательным аппаратом (28), а кресла пассажирского салона закреплены на палубе и расположены диаметрально противоположно направлению полета. В центральной части расположены посадочно-выходной сектор с люком и лестницей, кабина пилотов с отдельным посадочно-выходным люком, при этом окно кабины расположено на уровне окна (36) фюзеляжа. Изобретение обеспечивает управление положением кабины в автоматическом и ручном режимах. 7 ил.

Изобретение относится к области перемещения различных грузов в воздушной среде. Способ формирования подъемной силы заключается в том, что на выпуклой или конической поверхности соосно ей располагают ступенчатую регулярную пьезокерамическую поверхность с возможностью возвратно-поступательного колебания посредством приложенного переменного напряжения ортогонально общей их оси. Пьезокерамическую поверхность выполняют в виде единого конструктива либо последовательно расположенных фрагментов. Изобретение направлено на повышение надежности. 2 ил.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат состоит из корпуса, включающего в себя кабину пилотов и двигательный отсек, кольцевых крыльев, движущихся в противоположных направлениях. Верхнее и нижнее кольцевые крылья объединены несущей рамой в единый конструктивный модуль, способный поворачиваться относительно горизонтали, перпендикулярной направлению полета, на углы ±90° вокруг сохраняющего свое положение в плоскости тангажа корпуса аппарата. Повороты крыльевого модуля достигаются за счет использования двух оппозитных аэродинамических рулей, установленных в воздушном потоке от верхнего кольцевого крыла. Другая пара таких же аэродинамических рулей расположена на оси поворотов крыльевого модуля и обеспечивает управление аппаратом по курсу. Для создания подъемной силы мощность от двигателей из кабины пилотов передается на верхнее и нижнее кольцевые крылья через соосные валы с закрепленными на внешнем их конце шестернями, находящимися в зубчатом зацеплении с рейками по ободу крыльев. Изобретение обеспечивает повышение управляемости аппарата и эффективности кольцевых крыльев по созданию тяги в направлении полета. 3 ил.

Способ создания подъемной силы летательному аппарату характеризуется тем, что с помощью рабочего колеса центростремительного вентилятора захватывают воздух с верхней поверхности крыла и направляют с помощью рабочего колеса центробежного вентилятора воздушный поток под нижнюю поверхность крыла. Воздушный поток, создаваемый в радиальном направлении относительно кольцевого крыла, имеющего асимметричный профиль, создает подъемную силу из-за разности давлений на нижней и верхней поверхностях крыла. Технический результат - повышение эффективности создания подъемной силы. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к области самолетостроения. Самолет содержит фюзеляж, двигательную установку, шасси и руль направления. Фюзеляж выполнен в виде тонкостенного конуса с углом при вершине 140-150 градусов, расположенного вершиной вниз, а основанием вверх. Внутри фюзеляжа размещен салон для экипажа, груза, органов управления и оборудования. На конусе имеются поворотные пластины для управления по тангажу и по крену. Изобретение направлено на повышение безопасности полета. 2 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов и воздушного транспорта. Летательный аппарат состоит из двух кольцевых крыльев, соосно расположенных в параллельных плоскостях и вращающихся в противоположных направлениях, кабины пилота, закрепленной неподвижно на платформе аппарата, места пилота, посредством которого происходит управление аппаратом, и двигателя, установленного под кабиной пилота, для вращения кольцевых крыльев и создания подъемной силы. Технический результат - эффективность кольцевых крыльев по созданию подъемной силы и невысокие требования по технологии изготовления деталей. 2 ил.

Изобретение относится к авиационной технике. Аппарат содержит корпус круглой формы, кабину с органами управления, горизонтально размещенную кольцевую проточную камеру с входным прямолинейным каналом, смонтированный на опорах нагнетатель, основное вращающееся кольцо с приводом, расположенное внутри кольцевой проточной камеры, и систему управления с отводящими каналами, заслонками и поворотными щитками. Аппарат снабжен также кольцевой опорой и дополнительным вращающимся кольцом, которые установлены внутри кольцевой проточной камеры под основным вращающимся кольцом. Дополнительное вращающееся кольцо связано с приводом основного, вращающегося кольца с возможностью вращения в противоположном от основного кольца направлении. Кольцевая проточная камера имеет перегородку, сопряженную соответственно с входным и выходным прямолинейными каналами. 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. Заслонки системы управления размещены на входе одного из выходных отверстий. Поворотные щитки системы управления размещены над упомянутым отверстием в проточной части выходного прямолинейного канала. Вращающиеся кольца имеют электрический привод, генератор которого связан с приводом нагнетателя. Технический результат - повышение КПД, устойчивость аппарата, безопасность и маневренность. 6 ил.

Изобретение относится к размещению силовых установок на летательном аппарате. Воздушное судно содержит центральную кабину 1, размещенную в центре кольцевого крыла 3. В зазоре между центральной кабиной и кольцевым крылом расположено несколько поворачиваемых узлов 101-112 движителя с электрическим приводом. При полете в режиме висения узлы движителя поворачивают для создания подъемной силы. Способ эксплуатации судна характеризуется осуществлением полета с использованием предложенного воздушного судна. В крейсерском режиме узлы движителя судна поворачивают для создания прямой тяги. Пространственным положением и перемещениями воздушного судна можно управлять путем индивидуального или совместного регулирования тяги и угла поворота узлов движителя. Технический результат - экономичность и безопасность в эксплуатации. 2 с. и 19 з.п. ф-лы, 4 ил.