аэролет (варианты), части аэролета, способы использования аэролета и его частей

Формула изобретения

1. Аэролет, содержащий силовую установку (1) на переднем конце фюзеляжа (2) с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, топливную систему и шасси, отличающийся тем, что на фюзеляже его установлен, по крайней мере, один комплект фрагментов крыла (3) секторной или линейной формы, последовательно установленных на всей длине верхнего сектора фюзеляжа или консольные фрагменты (15) на боковых секторах фюзеляжа, при этом последний линейный фрагмент (4) из них имеет шарнирно установленный на его задней кромке руль тангажа (5,6), фрагменты соединены с фюзеляжем связями (7), руль курса (8,9) на оси (10) заднего конца фюзеляжа установлен в вертикальной плоскости симметрии, на боковинах боковых секторов фюзеляжа или на киле заднего фрагмента (4), расположенного на верхнем или нижнем секторе фюзеляжа.

2. Аэролет по п.1, отличающийся тем, что в качестве силовой установки он имеет моторный блок с винтом (1), который создает воздушный поток, обтекающий фрагменты (3,4).

3. Аэролет по п.2, отличающийся тем, что дополнительно к комплекту фрагментов (3) на верхнем секторе фюзеляжа, на нижнем его секторе установлен второй их комплект (16), каждый из которых имеет отгибы концов лонжерона и стрингера вверх для установки фрагмента на фюзеляже.

4. Аэролет по п.2, отличающийся тем, что между расположенными симметрично относительно вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа, верхним (3) и нижним комплектами фрагментов (16) закреплен один, по крайней мере, комплект консольных фрагментов (15) на каждом боковом секторе фюзеляжа, при этом передний или задний фрагмент имеют рули тангажа (17, 18), а рули курса (19, 20) и/или (21, 22) на осях боковых секторов.

5. Аэролет по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый фрагмент верхнего и нижнего его секторов (3) выполнен в секторной форме, эквидистантно поверхности фюзеляжа.

6. Аэролет по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый фрагмент его расположен с радиальным смещением относительно предыдущего.

7. Аэролет по п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый несущий его фрагмент и фюзеляж выполнены из композитного материала.

8. Аэролет по любому из пп.3 и 4, отличающийся тем, что часть несущих его фрагментов, по крайней мере, выполнена с возможностью регулирования угла атаки их изменением расстояния до фюзеляжа входной, выходной кромки или их одновременного расположения посредством системы переключения на взлетный или посадочный угол атаки.

9. Аэролет по любому из пп.2-4, отличающийся тем, что входная кромка каждого фрагмента комплектов или, по крайней мере, консольных из них, расположена в аэродинамической «тени» предыдущего элемента.

10. Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, отличающийся тем, что дополнительно к комплекту на верхнем секторе, на нижнем установлен комплект фрагментов, выполненных с возможностью переключения комплекта в положение увеличенного аэродинамического качества посредством создания экранного эффекта.

11. Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, отличающийся тем, что на приборной доске его установлен экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке снабжен набором программ выбора рейсов перевозок с расчетом режимов полета и учетом погодных условий, потребного для полета топлива и расхода его в полете.

12. Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, отличающийся тем, что дополнительно к рулю курса (8,9), установленному на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа, или к рулю курса (21,22) на осях заднего конца боковин, он снабжен передним рулем курса (19,20) за кабиной (23) на киле переднего фрагмента (3) верхнего сектора.

13. Аэролет по п.12, отличающийся тем, что каждый руль курса на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа и на переднем киле и руль тангажа выполнены из двух панелей (5, 6) и (19, 20) или (21, 22), каждый с возможностью одновременного отклонения обеих панелей в разные стороны или только одной из них в свою сторону.

14. Аэролет, содержащий фюзеляж с силовой установкой, кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, системами кондиционирования, управления, топливной и шасси, отличающийся тем, что силовая установка его включает двигатель, выбранный из группы турбовинтовой, турбореактивный двухконтурный или турбореактивный двигатель, каждый из которых имеет реверсивное устройство и от которого на фюзеляже установлены трубопроводные магистрали (24) подвода воздуха от компрессора, входного направляющего аппарата или от второго контура к щелевым распределителям (28) на передней кромке несущих фрагментов и магистралям эжектирования этого воздуха воздухозаборниками (31) на задней кромке фрагмента в сопло двигателя, а также магистралями подвода воздуха от двигателя к щелям (27) струйного руля на киле с рулем курса (8, 9).

15. Аэролет по п.14, отличающийся тем, что газотурбинный двигатель, установленный внутри хвостовой части фюзеляжа, соединен воздуховодом с воздухозаборником на верхнем секторе фюзеляжа за задней кромкой последнего фрагмента, например - четвертого, выполненного с входом (33) по форме и с размерами, соответствующими секторному или прямолинейному фрагменту перед ним, а предкромочным распределителем (28) и закромочным воздухозаборником (31) снабжен наиболее удаленный от воздухозаборника двигателя первый фрагмент (3).

16. Аэролет по п.14, отличающийся тем, что концы консольных фрагментов соединены тягами или гибкими связями его концов с силовым набором фюзеляжа или соответствующими концами фрагментов верхнего и/или нижнего сектора.

17. Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, отличающийся тем, что на верхнем секторе заднего конца фюзеляжа установлена гондола реактивного двигателя, входной направляющий аппарат которого соединен с воздухозаборником удлинителями (33), имеет форму задней кромки секторного или прямолинейного несущего фрагмента (34), расположенного перед ним, а магистралями (25) подвода и эжектирования обдувающего воздуха соединены с двигателем, по крайней мере, наиболее удаленные от входа воздухозаборника двигателя фрагменты комплекта - первый и второй.

18. Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, отличающийся тем, что дополнительно к двигателю в гондоле верхнего сектора с фрагментами на нем и на каждом боковом секторе фюзеляжа установлены комплект консольных фрагментов и пилон за ним для реактивного двигателя, на гондоле каждого из реактивных двигателей укреплен воздухозаборник (33) с длиной щелевого входа, равной длине боковых фрагментов с круговым увеличением середины щели, и аэролет снабжен магистралями (24,25) подвода воздуха обдува к удаленным от гондолы фрагментам с эжектированием его в сопло двигателя.

19. Аэролет по п.18, отличающийся тем, что гондолы на боковых пилонах хвостовой части снабжены консолями со щелевыми удлинителями (33) входа воздухозаборника, с числом и расположением соответственно числу комплектов консольных фрагментов (15) на боковых секторах, а магистралями (24, 25) подвода воздуха на обдув и эжектирования его в сопло, при этом соединены с двигателем удаленные от гондол фрагменты этих консольных комплектов - первые.

20. Аэролет по п.18, отличающийся тем, что магистралями (24, 25) подвода воздуха от двигателя к передним кромкам и эжектирования его воздухозаборниками от задних кромок в сопло двигателя снабжены отдельные фрагменты одного комплекта, например - через один, или все фрагменты комплекта с возможностью регулирования подъемной силы фрагментов этого комплекта, например - консольных комплектов фюзеляжа.

21. Аэролет, содержащий систему управления и шасси, отличающийся тем, что силовая установка, фюзеляж, фрагмент и/или комплект их выполнены с возможностью работы на сжатом природном газе, для чего силовая установка, топливная система адаптирована или модернизирована на сжатый природный газ, фюзеляж (2) снабжен герметичным отсеком для установки, по крайней мере, одного баллона сжатого природного газа или полость, по крайней мере, одного фрагмента крыла или комплекта фрагментов, преимущественно нижнего, выполнена с емкостью для зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в силовой установке.

22. Аэролет, содержащий фюзеляж, систему управления и шасси, отличающийся тем, что топливная система его снабжена испарителем воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода в стехиометрическом составе углеводородной топливной смеси в цилиндрах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивной силовой установки.

23. Комплект фрагментов крыла аэролета, каждый из которых содержит несущие или управляющие поверхности и средства установки его на фюзеляже, отличающийся тем, что оси каждого фрагмента (3, 34) верхнего сектора, по крайней мере, установлены на фюзеляже в вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа, а консольные фрагменты (15) расположены в горизонтальных плоскостях попарно на левом и правом боковых секторах фюзеляжа, число фрагментов у монокомплектного аэролета определяется из условия равенства суммарной площади несущей поверхности фрагментов комплекта площади несущей поверхности аэродинамического крыла, при этом площадь фрагментов определяют аэродинамическим расчетом математического моделирования по скорости полета самолета с учетом обтекания фрагментов воздушным потоком от винта или от компрессора с эжектированием его в газовый поток сопла с их соответствующими скоростями.

24. Комплект по п.23, отличающийся тем, что зазор между смежными поверхностями фрагментов и внешней поверхностью фюзеляжа выполнен переменным по величине - увеличивается или уменьшается у каждого очередного фрагмента пропорционально порядку размещения его в комплекте, а фрагменты закреплены на фюзеляже с постоянным или переменным перекрытием заднего конца предыдущего фрагмента комплекта передним концом следующего в комплекте фрагмента.

25. Фрагмент крыла аэролета, содержащий силовой набор из лонжерона и стрингера, соединенных с нервюрами и обшивку на них, образующую поверхности обтекания фрагмента воздушным потоком, отличающийся тем, что лонжерон и стрингер имеет длину, соответствующую поперечному сечению воздушного потока в месте расположения фрагмента на фюзеляже, на концах каждого из них выполнены отгибы (7) для стационарного присоединения фрагмента к фюзеляжу или имеющего отверстия для установки на них шарнирных связей с приводом перестановки фрагмента на угол атаки, соответствующий этапу полета.

26. Фрагмент крыла аэролета по п.25, отличающийся тем, что шарнирные связи его крепления на фюзеляже со шлангами высокого давления подвода воздуха к фрагменту от двигателя и его эжектирования в сопло расположены в вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа и фрагмента.

27. Фрагмент крыла аэролета по п.25, отличающийся тем, что он снабжен телескопическими вставками с механизмом одновременного выдвижения их из полости фрагмента в противоположные стороны и уборки внутрь фрагмента.

28. Фюзеляж аэролета, содержащий силовой каркас из лонжеронов, соединенных со стрингерами и закрепленную на них обшивку с поперечными элементами, пилотскую кабину, пассажирский салон или грузовой отсек с креслами для пассажиров или средствами перемещения грузов и фиксации их в отсеке, отличающийся тем, что шпангоуты и/или стрингеры снабжены средствами крепления на фюзеляже фрагментов крыла - отверстиями для болтового соединения.

29. Фюзеляж по п.28, отличающийся тем, что, по крайней мере, нижний его сектор выполнен плоским.

30. Фюзеляж по п.28, отличающийся тем, силовой каркас его имеет установочные площадки для крепления консольных фрагментов (15) боковых секторов, выполненных съемными, откидными и/или надувными.

31. Реверсивное устройство двигателя аэролета, содержащее пару шарнирно установленных в корпусе створок, закрывающих окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток, двухполостную проставку, систему управления реверсом с механизмом включения реверса и золотником, силовыми цилиндрами, замками блокировки створок в нерабочем и рабочем положении, разделяющими газовый поток на две части для торможения (в переложении на 90°) или на три части для зависания, для чего каждая створка переложена на угол, обеспечивающий равенство прямой тяги из сопла и обратной суммарной тяги потоков из окон реверса, отличающееся тем, что опоры створок расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, окна с решетками расположены на боковых, а силовые цилиндры с опорами расположены на верхнем и нижнем секторах корпуса устройства соответственно, лопатки решеток выполнены с кривизной, способствующей перемещению потока из окон параллельно поверхности земли.

32. Воздухозаборник аэролета, по крайней мере, с одним реактивным двигателем, интегрированным в хвостовую часть фюзеляжа, со входами соответственно на верхнем или нижнем секторе, отличающийся тем, что вход каждого воздушного канала к двигателю выполнен, по крайней мере, с одной парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов (33) переменной глубины соответственно размещению задней кромки заднего фрагмента (34) соответствующего комплекта фрагментов крыла с соответствующей задней кромке геометрией.

33. Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления, с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, с кнопками выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми связями с качалками с рулем (5, 6) тангажа и педалями с рулем курса (8, 9, 21, 22), отличающаяся тем, что на рукоятке ручки установлены кнопки переключения электропривода, по крайней мере, части фрагментов на взлетный, полетный или посадочный угол атаки.

34. Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и на верхнем рукояткой, имеющей кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми связями с качалками ручки с рулем тангажа (5, 6) и педалей с рулем курса (8, 9, 21, 22), отличающаяся тем, что на рукоятке ручки установлены кнопка переключения электропривода, по крайней мере, нижнего комплекта фрагментов в положение экранирования подъемной силы посредством перемещения телескопических вставок в противоположном направлении одновременно.

35. Способ создания подъемной силы аэролета, по которому преобразуют энергию топлива в работу двигателя и в перемещение аэролета с взаимодействием несущих поверхностей с воздушной средой, отличающийся тем, что обеспечивают начало взаимодействия создаваемого двигателем воздушного потока с фрагментами крыла независимо от горизонтального перемещения аэролета посредством последовательного взаимодействия воздушного потока от винта с расположенными в этом потоке фрагментами у поршневых аэролетов, а у реактивных аэролетов обеспечивают обтекание, по крайней мере, одного фрагмента крыла отобранным от двигателя воздухом с эжектированием его после каждой задней кромки фрагментов или последнего фрагмента крыла в сопло реактивного двигателя с разделением реактивной струи для вертикального перемещения на центральный поток прямой тяги и два боковых в сумме равных центральному и противоположно ему направленных, расположенных параллельно земной поверхности, а скорость поршневого аэролета ограничивают на взлете или уменьшают на посадке, включив аэродинамические рули направления и/или тангажа в положение торможения.

36. Способ полета аэролета, включающий создание регулируемого воздушно потока, горизонтальный полет на заданном эшелоне с регулированием скорости полета до зависания в любой точке и момент полета, планирования для посадки, отличающийся тем, что полет начинают с отрыва загруженного аэролета от поверхности стоянки, переходящий в одновременный набор скорости полета и высоты до заданного эшелона или безопасной высоты посредством последовательного или одновременного увеличения угла атаки, по крайней мере, у части комплекта фрагментов крыла с увеличением оборотов винта (двигателя), на безопасной высоте фрагменты переключают на полетный угол атаки, уменьшают обороты двигателя, а после выполнения полетного задания и возвращения к месту взлета, планирование выполняют до высоты выравнивания, на которой переключают, по крайней мере, часть фрагментов на посадочный угол атаки, рули (5, 6, 8, 9, 21, 22) в режим торможения, а при необходимости и оборотами двигателя (винта) уменьшают горизонтальную скорость до зависания над точкой касания на стоянке, после чего плавным уменьшением числа оборотов двигателя приземляют аэролет, при этом на взлете, в полете на эшелоне и на посадке ориентируют аэролет в пространстве рулями курса (19, 20, 21, 22) и тангажа (5, 6, 17, 18).

37. Способ полета аэролета, включающий создание регулируемого воздушного потока, горизонтальный полет на заданном эшелоне с регулированием скорости полета до зависания в любой точке и момент полета, планирования для посадки, отличающийся тем, что для полета на посадке, по крайней мере, один комплект фрагментов переключают в положение, создающее экранный эффект.

38. Способ управления в полете аэролетом, по крайней мере, с одной реактивной силовой установкой и отбором части воздушного потока от нее для подвода ее на обдув управляющей поверхности, с управлением направлением полета отклонением управляющей поверхности или реакцией струйного руля, отличающийся тем, что управляющий момент, стабилизирующий положение аэролета по крену, обеспечивается автоматически системой, действующих на него системой сил в осевой вертикальной плоскости, и расположением точек приложения суммарной подъемной силы комплекта фрагментов над точкой приложения веса (центра тяжести), определяемой центровкой, управляющий момент по тангажу создают, изменяя скорость обтекания подведенного от двигателя воздуха к крайним в комплекте фрагментам - первому в комплекте фрагменту (3) или последнему (4), изменяя тем самым подъемную силу соответствующего фрагмента.

39. Способ управления по п.38, отличающийся тем, что управляющий момент для перевода аэролета в кабрирование создают, уменьшая подъемную силу на последнем фрагменте (4, 34) посредством отключения или уменьшения степени эжектирования обдувающего его воздуха, а для планирования отключают или уменьшают степень эжектирования обдувающего первый фрагмент комплекта.

40. Способ управления по п.38, отличающийся тем, что управляющий момент кабрирования создают посредством уменьшения одновременно скорости обдува, по крайней мере, последнего фрагмента (34) комплекта и степень эжектирования обдувающего воздуха или его количество.

41. Способ управления по п.38, отличающийся тем, что управляющий момент кабрирования создают посредством сложения аэродинамической подъемной силы от скорости горизонтального перемещения аэролета и от обдува подводимым от двигателя воздухом к переднему фрагменту (3) комплекта, а для планирования складывают аналогичные подъемные силы на последнем фрагменте (4, 34).

42. Способ управления по п.38, отличающийся тем, что для самостабилизации положения аэролета по крену создают управляющий момент по тангажу, изменяя скорость обтекания подведенного от двигателя воздуха ко всем фрагментам, по крайней мере, одного комплекта пропорционально расположению фрагментов в комплекте - уменьшая в соотношении 0,75/0,5/0,25/0 на соответствующем фрагменте (4) для перевода в планирование, а для перевода в кабрирование, уменьшая эту скорость в соотношении 0/0,25/0,5/0,75.

43. Способ взлета аэролета, по которому запускают двигатель на малый газ и создают воздействие воздушного потока на несущие поверхности, отличающийся тем, что после выхода двигателя на малый газ затормаживают колеса шасси стояночными колодками или тормозами и плавно увеличивают обороты двигателя до уровня, на котором воздействие воздушного потока на фрагменты создает суммарную подъемную силу, превышающую взлетный вес аэролета, а после его отрыва от поверхности стоянки и подъема над колодками, увеличивают обороты двигателя для одновременного увеличения горизонтальной скорости и набора заданной высоты полета.

44. Способ посадки аэролета, по которому выполняют планирование с высоты эшелона полета и перемещение к месту стоянки, отличающийся тем, что планирование выполняют до точки выравнивания, например - до безопасной высоты у места предстоящей остановки для погрузки-выгрузки или стоянки, на которой выпустив посадочный щиток, отклоняют панели рулей курса (8, 9) одновременно в противоположные стороны и уменьшив обороты двигателя, уменьшают горизонтальную скорость до зависания над точкой касания и далее уменьшают обороты двигателя для перевода аэролета в вертикальное опускание его к точке касания до высоты 1,5-2 м, на которой прибавив обороты двигателя, обеспечивают касание с поверхностью стоянки с вертикальной скоростью 0,15-0,3 м/с, при этом в вертикальном перемещении аэролет ориентируют в пространстве относительно хозяйственных строений и расположенной перед ними техники.

45. Способ посадки аэролета, по которому выполняют планирование с высоты эшелона полета и перемещение к месту стоянки, отличающийся тем, что планирование выполняют до точки выравнивания, например - до безопасной высоты у места предстоящей остановки для погрузки-выгрузки или стоянки, после выравнивания разворачивают аэролет против ветра и перелетают точку касания на 15-20 м против ветра, постепенно уменьшая скорость аэролета до скорости ветра и зависания аэролета, затем уменьшив обороты регулируют скорость Va<Vb сноса аэролета ветром к точке касания и уменьшения высоты до касания поверхности стоянки.

46. Способ работы реверса тяги аэролета, по крайней мере, с одной реактивной силовой установкой, содержащий разблокировку створок для перекладки и их блокировку после перекладки, разделение газового потока двигателя на две части при взаимодействие их с решетками реверса для торможения, или на три потока для зависания посредством взаимодействия двух из них с лопатками решеток и изменения направления каждой из них, блокировку включения реверса с отбором воздуха от двигателя на обдув несущих поверхностей с эжектированием его в сопло двигателя после обдува, отличающийся тем, что для экстренного прекращения полета при возникновении нештатной ситуации или завершения штатного полета включают реверс тяги в режим торможения одновременно с отбором воздуха от двигателя на обдув, по крайней мере, одного комплекта фрагментов крыла или комбинируют обдув отобранным от двигателя воздухом наиболее удаленного от входа воздухозаборника двигателя, по крайней мере, одного фрагмента крыла, по крайней мере, одного комплекта фрагментов с обдувом остальных фрагментов комплекта, по крайней мере, одним воздушным потоком входящего в двигатель воздуха и при этом синхронно изменяют режим торможения работы реверса на режим зависания посредством перекладки створок реверса в положение разделения газового потока на три потока.

47. Способ по п.46, отличающийся тем, что перекладку створок из положения торможения (угла поворота створок на 90°) без их блокировки в положение торможения осуществляют в режиме зависания автоматически, например - пропорционально уменьшению горизонтальной скорости с блокировкой створок в положении зависания.

Описание изобретения к патенту

Группа изобретений относится к авиационной отрасли - авиаперевозкам и авиастроению, преимущественно к производству летательных аппаратов государственной, корпоративной и экспериментальной авиации и их эксплуатации, а именно к конструкции, технологии производства и использования поршневых и реактивных аэролетов местных, среднемагистральных и межконтинентальных сообщений, эксплуатация которых возможна без аэродромной инфраструктуры.

Мировая экономика вынуждена нести большие затраты на производство, использование двух технологий авиастроения - самолетной и вертолетной вследствие невозможности безаэродромных авиаперевозок самолетами. Даже несмотря на более высокую себестоимость вертолетной технологии для изготовителя и существенно меньшую экономичность вертолетных перевозок по грузоподъемности и скорости относительно самолетных, производители и потребители считают такое раздвоение авиастроения неизбежным. Эксплуатационные свойства самолетной технологии существенно ухудшаются из-за потребности в аэродромах с дорогостоящими взлетно-посадочными полосами и светотехническим оборудованием, что многократно ограничивает объем самолетных перевозок, транспортные затраты потребителей с резким увеличением риска перевозчиков и потребителей самолетной технологии.

Так как заявленная аэролетная технология более экономична, чем самолетная, в производстве и на порядок более экономична в перевозках по грузоподъемности, производить самолеты и вертолеты означает совершать экономическое преступление и следует в экстренном порядке переводить авиастроение на предлагаемую единую технологию эксплуатации и производства летательных аппаратов.

ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Недостатки поршневых самолетов местных авиасообщений или СЛА определены компоновкой, в которой точки приложения аэродинамических сил, действующих в полете на аппарат, конструктивно разнесены в горизонтальной плоскости от гравитационных по разные стороны - направленные вверх суммарные подъемные силы в центре давления каждой полуплоскости крыла и хвостового оперения и направленная вниз сила тяжести аппарата в точке, ориентированной у вертикальной плоскости, проходящей через продольную ось фюзеляжа в месте, определяемом центровкой аппарата. Так как в большинстве компоновок ось винта поршневого двигателя на оси фюзеляжа располагается на его переднем конце, в воздушном потоке от винта попадает средняя лишь часть несущих поверхностей крыла и хвостовое оперение. Соответственно даже на взлетном режиме работы двигателя обтекание этих частей недостаточно для создания суммарной подъемной силы, большей взлетного веса аппарата, что возможно лишь после обтекания всей несущей плоскости на опасно увеличенной для данного этапа полета скорости аппарата. Но и в воздухе эта компоновка не достаточно хорошо обеспечивает устойчивость и маневренность аппарата без дополнительного усложнения элеронами крыла, механизации его и систем управления ими, а также постоянного контроля экипажем (пилотом) положения аппарата и исправления случайно возникшего крена из-за разбалансировки боковых моментов на полуплоскостях. Вся известная в науке и широко применяемая в хозяйственной практике авиатехника изготовлена по закону и нормам аэродинамики, требующей трудоемкой и дорогостоящей инфраструктуры для использования этой техники, так как аэродинамический принцип функционирует только при взаимодействии движущегося несущего крыла относительно воздушной среды и земной поверхности. И с очень большой скоростью на большой, к тому же, высоте. Именно это свойство самолетов на аэродинамическом принципе определяет основной недостаток этого вида авиатехники: она хорошо выполняет основную функцию - высокоскоростное перемещение полезной нагрузки (грузов, пассажиров, вооружения) на основном этапе полета - на эшелоне перемещения от пункта взлета к цели полета или во время выполнения полетного задания. Однако на этапах взлета и посадки высокая скорость является большим и опасным недостатком: даже при максимально возможном снижении ее она остается настолько высокой, что последствия нештатных ситуаций на посадке имеют катастрофичные результаты. Это снижает надежность полетов даже при исключительно высоких требованиях к летному составу: к квалификации, здоровью, режиму и состоянию. Также ужесточается зависимость полетов и их результатов от погодных условий. Именно из-за высокой скорости, определяемой аэродинамикой, большинство летных происшествий, возникающих вследствие технических неполадок, перерастают в катастрофу, так как из-за больших скоростей полета, взлета и посадки для благополучного приземления в экстремальной ситуации на удалении от взлетно-посадочной полосы шансов практически нет. А длина аэродромных ВПП (взлетно-посадочных полос), их износ и дороговизна строительства и периодического ремонта также не относятся к достоинствам аэродинамического принципа в производстве авиатехники и летной практике. Большие площади ВПП, рулежных дорожек и светотехнического оборудования полос и рулежных дорожек дополнительно к стоимости капитального строительства и дороговизне билетов и прочих услуг авиатехнических усугубляют расположение аэропортов на большом удалении от городов с дополнительными расходами и неудобствами пользования услугами авиации. Между тем, глобальной по масштабу задачей является проблема обеспечения услугами авиатехники местных авиалиний, что в российских просторах является единственной возможностью решить транспортную проблему. Но пока, наоборот, в период перехода к рыночным отношениям уровень обеспечения населения этими услугами ухудшился. Одним из свидетельств этого, по мнению директора государственного проектно-изыскательного и научно-исследовательского института гражданской авиации «Аэропроект» академика Академии транспорта России Вадима Иванова, является закрытие около 600 аэропортов из полутора тысяч действующих в России в советское время. Усугубляет ситуацию изношенность самолетного парка - до 60% эксплуатируемых аппаратов израсходовали ресурс и подлежат замене.

Таким образом, перечисленная совокупность причин, обуславливающая большие затраты на восстановление уровня обеспеченности авиауслугами советского времени, может быть совмещена со сменой самолетного парка для существенного улучшения комфортности транспортных услуг с использованием производственной инфраструктуры авиапромышленности с удвоением объема транспортных услуг за счет аэростатического принципа создания подъемной силы самолетов посредством восстановления самолетного парка самолетами вертикального взлета-посадки с нескоростным регулированием подъемной силы их, условно названной аэростатической, а аппараты летательные - элсавелетами.

Аэростатическая подъемная сила незаслуженно ограниченно применяется в прикладной аэродинамике, например, в способе проведения экспериментов в аэродинамической трубе, пат. РФ № 2063014, G01М 9/00, за 1996 г., с законом обращения движения. Эта узкая область аэродинамики не отражает истинного значения этого закона для мировой экономики, и эта ошибка конструкторов авиатехники усложняет быт населения земного шара даже в промышленно развитых странах, увеличивая транспортные расходы. А важность улучшения надежности перевозок авиатехникой посредством использования закона обращения движения следует из анализа статистики летных катастроф, являющихся следствием летных происшествий, отказа авиатехники и дефицита времени у экипажа на принятие правильных решений при появлении их вследствие высокой скорости полета.

Исторически первым появившимся и наиболее широко распространенным способом полета летательных аппаратов тяжелее воздуха является полет крылатого аппарата - винтомоторного самолета с тянущим винтом. Физика этого процесса состоит из трехступенчатого преобразования энергии топлива в аэродинамические свойства самолета. В двигателе из энергии топлива создается вращение винта с воздушным потоком и тягой, которая преобразуется в скорость руления к взлетной полосе и разбега по ней для взлета, с началом которого обтекание движущегося в воздушной среде крыла преобразуется в подъемную силу, пропорциональную скорости разбега или полета, т.е. в аэродинамическую.

Наличие разбега самолета по ВПП с работой двигателя(ей) на взлетном режиме или пробега по ней на посадке с включением реверса, кроме увеличения расхода топлива и полетного веса, стоимости ВПП, самолета из-за необходимости включения в компоновку аппарата сложного дорогостоящего в изготовлении и эксплуатации шасси, с увеличением площади аэропорта, создает проблему превышения шума двигателей, нормированного международными стандартами. Основную задачу усовершенствования самолетов традиционной компоновки, использующих только аэродинамический принцип преобразования энергии в подъемную силу, специалисты-разработчики самолетов считают возможным решить, не исключая «монополии» этого принципа в авиастроении и перевозках, а только улучшая ВПХ (взлетно-посадочные характеристики) освоенных промышленностью самолетов за счет двукратного разделения газового потока в передней и задней парах отклоняемых сопел (ЯК-141).

Транспортный самолет по пат. РФ № 2094307, В64С 1/00, 33/02, за 1994 год имеет в хвостовой части двигатели в диффузоре, выполненном со щелями отсоса, связанные воздуховодами с эжектирующей и напорной системами с соплами. Щели отсоса выполнены на кромке комбинированного устройства, соединены со входами двигателей и снабжены средствами регулировки и изменения направления вектора тяги.

В патентах РФ № 2174089, В64С 1/00, за 2000 год и 2282560, В64С 1/00, 5/02, за 2004 год известны самолеты с несущим фюзеляжем для улучшения аэродинамических свойств их посредством улучшения формы фюзеляжа: уплощения нижней поверхности передней части фюзеляжа в первом решении и носовой плавно расширяющейся части его во втором. По заявке ФРГ № 1481622, В64С 1/00, за 1970 год известен фюзеляж самолета с поперечным сечением из нескольких переходящих друг в друга круговых сечений с вертикальными и продольно-вертикальными силовыми элементами в местах перехода сечений.

Комплект несущих плоскостей известных в науке и выпускаемых промышленностью самолетов состоит из одного, по крайней мере, крыла и двух полуплоскостей или одной плоскости хвостового оперения.

По а.с. СССР № 467570, В64С 3/18, за 1984 год известно крыло летательного аппарата, выполненное из обшивки, укрепленной на силовом наборе из лонжеронов, нервюр и стрингеров. По а.с. № 1816714, В64С 23/02, за 1987 год крыло содержит центроплан с вращающимися валами в его передней и задней кромках с натянутой на них бесконечной лентой.

Крыло по патенту РФ № 2081791, В64С 21/02, 23/06, за 1997 год с выполнением верхней поверхности в виде отдельных аэродинамических элементов с образованием каналов и щелей между ними.

По пат. РФ № 2286286, В64С 3/14, 5/14, 5/16, 9/12, за 2004 год известна несущая поверхность, содержащая неподвижную поверхность и шарнирно соединенную с ней по торцу одну, по крайней мере, поверхность управления, выполненную вдоль размаха крыла с симметричными или несимметричными обводами верхнего и нижнего контуров каждого из них.

Активное крыло, описанное в патенте 2281877, В63В 1/24, В63Н 11/03, В63С 3/32, за 2004 г. выполнено с ускорителем активной среды и выходным соплом. Ускоритель крыла состоит из серии сопел, в том числе, с выходом одного в другом с образованием полостей, одна из которых, по меньшей мере, соединена с устройством подачи и отсоса текущей среды и снабжена средством регулирования потока.

Вход воздуховодного канала двигателей, интегрированных в хвостовую часть фюзеляжа выпускаемых промышленностью самолетов, расположен на верхнем секторе фюзеляжа (например, ТУ-154), на нижнем (самолеты Сухого), на установленных на боковых пилонах мотогондолах или в зоне пристыковки корневого конца полуплоскости крыла к фюзеляжу. Входы на верхнем секторе имеют круглую форму, на нижнем - прямоугольную со смещением нижней стороны входа назад, а входы в стыках сходной кромки крыла с боковыми секторами фюзеляжа - вертикально вытянутого овала.

Такое расположение входов не обеспечивает создание подъемной силы неподвижного самолета.

Известно также устройство управления, описанное в заявке № 2005104454/11. Данное устройство содержит отклоняемые задние кромки и выдвигаемые щитки из щели крыла и приводы для их отклонения, соединенные с элементами управления в кабине. Описанные в них механизмы управления аэродинамическими поверхностями характеризуются зависимостью эффективности несущих поверхностей от скорости полета и неразрывно зависящей от нее величины подъемной аэродинамической силы. Недостатком этих и других известных решений крыла и самолетов является низкая эксплуатационная функциональность самолетов.

В науке известны решения усовершенствования способа создания подъемной силы, как, например, способ изменения аэродинамических характеристик дозвукового летательного аппарата с отбором разогретого газа для обдува поверхностей его через зоны локального выдува, описанный в патенте РФ № 2282563, В64С 21/04, за 2004 год.

Описанные решения улучшения обдува несущих поверхностей не улучшают аэродинамического принципа создания подъемной силы ЛА, а только улучшают ВПХ (взлетно-посадочные характеристики), как и изменение направления вектора тяги СКВПП/СВПП или применение специальных подъемных устройств, описанных в заявке 2005105277/11, В64С 29/00.

Известен также вихревой способ создания подъемной силы, описанный в пат. № 2116224, 2144886, в заявке PST/RU № 9900052 и в проекте «Новая технология создания самолетов короткого/вертикального взлета-посадки (СКВП/СВПП, http:belants.narod.ru/aerotech.htm #2).

За более чем сто лет использования авиации государства и общества основательно усвоили недостатки полетов самолетов традиционной компоновки на аэродинамическом принципе с избыточными и не оправдываемыми физическими законами и здравым смыслом разбегами-пробегами по ВПП, с обреченностью благополучного завершения полета в экстренной ситуации на удалении от ВПП, которые стали основанием для поиска решений, улучшающих ВПХ. И первое на правление улучшения ВПХ - использование подъемных двигателей, оказалось бесперспективным не только из-за практически нулевой полезной нагрузки, но и неизбежной при этом эрозии почвы и попадания газов на вход в двигатель. Улучшение ВПХ СВПП с увеличенной энерговооруженностью (до 16, 7 ! ) с двукратным разделением газового потока и вертикальное истечение их через четыре отклоняемых сопла не обеспечивает прочие характеристики до величины, делающей целесообразным их применение в гражданских авиаперевозках.

К тому же, все известные варианты самолетов этого типа также используют аэродинамический принцип создания тяги, а подъемную силу обеспечивают на взлете и посадке посредством изменения направления тяги с горизонтального на вертикальное. Обеспечивают это, выполняя крыло с жестко закрепленными на нем двигателями с возможностью шарнирного перемещения на угол 90°, снабжают самолет крылом с винтами на концах каждого полукрыла с автоматом перекоса шарнирных узлов крепления винтов для вертикальных посадки или взлета, как, например, в способе полета, описанном в заявке 2005105277/11, В64С 29/00.

В патенте РФ № 2276043, В64С 27/22, F02K 1/60, 3/04, за 2004 год для реализации самолетного и вертолетного режимов полета безаэродромный летательный аппарат снабжен подъемным турбовентилятором, встроенным в нижнюю подъемно-несущую плоскость, маршевым и хвостовым ТРД.

Известен по патенту РФ № 2270786, В64D 5/00, В64F 1/04, за 2004 год способ взлета и посадки летательного аппарата посредством взаимодействия его с концевым захватом троса, второй конец которого соединен с платформой, перемещающейся по кольцевым направляющим воздушной гавани. В заявке 2005105277, В64С 29/00, описан способ взлета самолета вертикальных взлета-посадки с вертикальным положением осей валов воздушных винтов и с последующим переводом их в горизонтальное положение для перехода в горизонтальный полет.

Однако и в данном способе на взлете и посадке аппарат «привязан» и к гавани, и к платформе, а на остальной траектории полета в окрестностях гавани и на любой точке маршрута он обречен в нештатной ситуации, как и традиционные самолеты, реализующие аэродинамический принцип создания подъемной силы.

По патенту РФ № 2278060, B64F 1/00, 1/18, за 2005 год известен способ посадки беспилотного летательного аппарата с выведением аппарата в зону действия наземного посадочного оборудования, наведения его по заданной траектории на посадочную площадку со снижением скорости его движения до выхода в точку касания.

Недостатком этого способа посадки является также аэродинамический принцип полета, обуславливающий большую скорость касания аппарата с наземным оборудованием, требующую дополнительного гашения с помощью специальных наземных средств и установленных на аппарате.

По патенту РФ № 2349505, В64С 29/04, 1/00, 13/00, 15/00, 19/00, 25/36, за 2007 год известен способ управления ЛА, заключающийся в том, что управление положением его в аэродинамическом полете совмещают со струйным на отдельных режимах и этапах полета посредством распределения обтекания частей несущих поверхностей.

Описанные в этом и других решениях механизмы управления аэродинамическими поверхностями характеризуются зависимостью эффективности несущих поверхностей от скорости полета и неразрывно зависящей от нее величины подъемной аэродинамической силы. Недостатком этих и других известных решений крыла и самолетов является низкая эксплуатационная функциональность.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому решению - аэролету является самолет (реактивный аэролет) «Максинио», описанный в пат. РФ № 2349505. Он состоит из фюзеляжа с несущей плоскостью и хвостовым оперением с рулями направления и тангажа, кабиной экипажа, пассажирским или грузовым отсеком, двигателем, системой управления и топливной, напорной и эжектирующей магистралями воздуховодов для отобранного от двигателя воздуха.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому фюзеляжу является фюзеляж летательного аппарата, описанный в пат. РФ № 2270135, В64С 1/00 за 2004 год. Он содержит силовой набор и соединенную с ним обшивку, корпус его разделен перегородками на герметичную часть - пилотскую кабину с пассажирским салоном или грузовым отсеком, проемами для дверей и окон, бортовыми системами, хвостового оперения и несущих плоскостей.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому комплекту фрагментов крыла является комплект несущих плоскостей летательного аппарата схемы «утка», описанный в пат. РФ № 2000251, В64С 39/12, за 1992 год. Он состоит из двух полуплоскостей монокрыла, соединенных центропланом с фюзеляжем, двух полуплоскостей хвостового оперения и переднего горизонтального оперения бипланной схемы.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому фрагменту крыла является крыло для летательного аппарата, включающее эжектор в виде двух последовательно расположенных вдоль хорды крыла, поворотных вниз закрылков с щелевым соплом для выдува воздуха на их обращенные одна к другой поверхности в отклоненном положении, соответствующем вертикальному и переходным режимам полета, при этом один из закрылков является отклоняемой вверх-вниз хвостовой частью крыла, пат. СССР № 541426, В64С 21/02, за 1973 год.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому воздухозаборнику является воздухозаборник, описанный в а.с. 1510285, В64С 21/02, 23/06, за 1987 год. Он содержит основной и вспомогательный воздушные тракты. Вспомогательный тракт имеет вход на верхней поверхности крыла в виде плоских щелей с изменяемой геометрией проходного сечения с размахом, равным полуразмаху поперечного сечения крыла.

Расположение входа вспомогательного тракта на верхней поверхности несущей плоскости над основным трактом определяет ограниченную эффективность его на углах отрывного обтекания и соответственно применение его для управления аппаратом в этом режиме.

Наиболее близким по технической сути к заявляемой системе управления является система управления летательным аппаратом вертикального взлета-посадки, описанная в пат. СССР № 799636, В64С 29/00, 13/04, за 1981 год. Данная система содержит средства изменения направления вектора тяги, отклоняемые задние кромки, эжектирующее щелевое устройство и приводы для их управления и регулирования, включая вертикальный и переходный режимы полета, закрепленные на элементах фюзеляжа проводку и средства регулировки. Органы управления содержат ручку управления и педали в кабине, соединенные проводкой управления с силовыми приводами, используемыми, по крайней мере, в горизонтальном полете.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу создания подъемной силы является способ, описанный в пат. РФ № 2002671, В64С 9/00, за 1991 год. Он состоит из формирования ускоренного потока текучей среды переменной интенсивности и направления его в сторону, противоположную движению над опорной поверхностью, при этом усиленный поток формируют из двух составляющих, интенсивность которых изменяют одновременно или дифференцированно, и изменяют при этом направление вектора тяги.

Наиболее близким по технической сути к заявленному способу полета является описанный в заявке РФ № 2005141523/11, B64F 1/36, способ поддержки при посадке или взлете летательного аппарата. Создаваемый реактивным двигателем воздушно-газовый поток для подвода энергии к летательному аппарату регулируют в зависимости от ситуации, в том числе для торможения летательного аппарата до зависания его, затем увеличения скорости горизонтального полета в требуемом направлении или приземления аппарата из положения зависания над точкой касания опорной поверхности с формированием для этого воздушно-газового потока одним, по крайней мере, ТРДД (турбореактивный двигатель двухконтурный) с регулировкой посредством переключения его.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу взлета является способ взлета летательного аппарата вертикального взлета и посадки, описанный в разделе «Работа аппарата» патента РФ № 2095282, В64С 29/00, за 2005 год.

Для его взлета запускают двигатели и газовоздушные потоки из сопел общей камеры подают на противолежащие им и друг другу крылья на всей их длине. Обтекание газовоздушными потоками большой скорости перпендикулярных фюзеляжу крыльев создает только вертикальную подъемную силу без горизонтального перемещения при нейтральном положении газоструйных рулей - направляющих щитков - и выполняют подъем на безопасную высоту на этой аэростатической подъемной силе, на безопасной высоте переходят на увеличение горизонтальной скорости в требуемом направлении посредством отклонения направляющих щитков. Создаваемую отклонением щитков реактивную силу, скорости горизонтального и вертикального перемещения регулируют оборотами двигателей(ля), а управление направлением полета и положением самолета направляющими щитками выполняют на реакции струи газов из сопел с аэродинамическим управлением самолетом.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу посадки является способ посадки летательного аппарата, описанный в патенте РФ № 2278801, В64С 29/02, 25/40, за 2005 год. Посадку беспилотного летательного аппарата аэродинамического типа по этому способу выполняют с полным гашением вертикальной скорости до мягкой посадки посредством перевода силовой установки на авторотацию с прецессией и поворотом крыла на угол 90°. Полное гашение вертикальной скорости в этом способе исключает необходимость в наземном оборудовании, однако применение его ограничивается только самолетами с шарнирным крылом на фюзеляже, что усложняет конструкцию и увеличивает вес аппарата за счет введения в конструкцию привода крыла.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу управления аэролетом является способ изменения аэродинамических характеристик управляющих поверхностей летательного аппарата, описанный в пат. РФ № 2272746, В64С 9/00, 21/04, за 2004 год. Он состоит из отбора части воздушного потока, например, от компрессора для локального выдува, в том числе на верхней и нижней поверхности несущих плоскостей крыла через регулирующие органы по герметичным магистралям подвода его к плоским по конфигурации зонам локального выдува отобранной части потока, расположенным у передней кромки каждой полуплоскости крыла на режимах взлета, посадки и маневрирования самолета.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому реверсу тяги аэролета является реверс тяги двигателя НК-8-2У, описанный в главе 3, стр.78-81, рис.47-49 «Дополнения к техническому описанию двигателя НК-8-2У, 82У.000.501 ДД». Он состоит из корпуса реверса с решетками в окнах, перекрываемых створками, шарнирно установленными в соосных опорах, расположенных горизонтально на противоположных боковых секторах корпуса. Конец каждого жестко соединенного со створками приводного рычага соединен с силовым воздушным цилиндром, соединенным рукавом с полостью двухполосной проставки. Лопатки решеток реверса дополнительно отклоняют выходящий через них газовый поток после включения реверса при пробеге самолета по ВПП, располагающийся в верхнем и нижнем секторах фюзеляжа самолета. Механизм включения реверса имеет блокировки створок реверса в каждом из положений после их перекладки.

Наиболее близким по технической сути к заявляемому способу работы реверса является способ работы реверса тяги реактивного аэролета, описанный в патенте 2349505.

Он содержит разблокировку створок для перекладки и их блокировку в переложенном положении, разделение газового потока на части и взаимодействие газового потока с лопатками решеток реверса для создания обратной тяги в режиме торможения или зависания с одновременным включением отбора воздуха на обдув несущих поверхностей и эжектирования его в сопло после обдува.

Более чем вековая конструктивная недоработка разработчиков самолетов - поперечное расположение несущей поверхности - обуславливает не только весьма существенное снижение безопасности авиаперевозок и полетов, не только их экономическую эффективность, но и ряд других, не менее экономически не выгодных недостатков. Строящаяся на Курильских островах трехкилометровая ВПП символизирует не только дорогостоящую аэродромную инфраструктуру авиаперевозок и полетов, но и тенденцию ее удорожания при сохранении парка летательных аппаратов известных компоновок - самолетов и вертолетов. Стратеги и эксперты развития транспорта и услуг его практически внедрили в умы администраторов, принимающих решение о путях развития сети транспортных услуг и авиации, крайнюю необходимость вторых и даже третьих ВПП с соответствующим расширением площадей аэродромов. На самом деле это крайне неумное решение из-за его крайней дороговизны строительства и эксплуатации со столь же дорогим ремонтом их.

У самого первой модели самолета с поршневым двигателем избыточным ресурсом является воздушный поток от винта и совершенно не рациональное, не разумное его использование преобразованием в столь опасную на взлете и посадке скорость горизонтальную. Точно также «безмысленно» преобразуется избыточный ресурс реактивных самолетов - воздушный поток в компрессоре или/и втором контуре и газовоздушный поток на выходе сопла. В подъемную силу преобразуется горизонтальная скорость и потому необходимы ВПП с аэродромной инфраструктурой и взлетный режим с его децибелами. Попытка использования винта для создания только подъемной силы также обуславливает увеличение и себестоимости и ухудшение экономичности вертолета и по скорости, и по грузоподъемности. СВПП уже практически доказали неперспективность отклонения тяги с разделением струи из-за недостаточной полезной нагрузки и эрозии даже металлического покрытия в точке касания.

РАСКРЫТИЕ ГРУППЫ ИЗОБРЕТЕНИЙ

Группа изобретений решает задачи обеспечения надежности авиаперевозок с одновременным улучшением эксплуатационных возможностей аэролетов «Максинио» посредством внедрения единой технологии эксплуатации и производства летательных аппаратов, со снижением степени влияния человеческого фактора на безопасность техники и полетов, с одновременным упрощением инфраструктуры обеспечения полетов, улучшением экономичности их эксплуатации и уменьшением объема техобслуживания их при увеличенном объеме услуг.

Суть изобретения безаэродромного аэролета, содержащего силовую установку на переднем конце фюзеляжа, кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливную систему и шасси, состоит в том, что на фюзеляже его установлен один, по крайней мере, комплект фрагментов крыла секторной, консольной или линейной формы, последовательно установленных на всей длине фюзеляжа, по крайней мере, при этом последний из них имеет шарнирно установленный на его задней кромке руль тангажа, руль курса на заднем конце фюзеляжа установлен на оси в вертикальной плоскости симметрии поперечного сечения его, на боковых секторах фюзеляжа или на киле заднего фрагмента, расположенного на верхнем или нижнем секторе фюзеляжа.

В качестве силовой установки компоновка имеет винтомоторный блок с винтом, диаметр которого создает воздушный поток, обтекающий фрагменты.

Дополнительно к комплекту фрагментов на верхнем секторе фюзеляжа на нижнем его секторе установлен второй комплект их, лонжерон и стрингер каждого из которых имеет отгибы вверх для установки их на фюзеляже.

Между расположенными симметрично вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа, верхним и нижним комплектами фрагментов закреплен один, по крайней мере, комплект консольных фрагментов на каждом боковом секторе фюзеляжа, передний и/или задний выполнен с рулями тангажа, а рули курса - на стойке кабины и на осях боковых секторов.

Каждый фрагмент верхнего и нижнего сектора аэролета выполнен в секторной форме, эквидистантной поверхности фюзеляжа.

Каждый фрагмент аэролета расположен с радиальным смещением относительно предыдущего.

Каждый фрагмент его и фюзеляж выполнены из композитного материала.

Аэролет с частью фрагментов крыла его, по крайней мере, выполненных с возможностью регулирования угла атаки их изменением расстояния до фюзеляжа входной, выходной кромок или их одновременного расположения посредством системы переключения их на взлетный или посадочный угол атаки.

Аэролет с входной кромкой каждого фрагмента комплектов или, по крайней мере, консольных из них, расположенной в аэродинамической «тени» предыдущего элемента.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет один сектор фюзеляжа его, нижний, по крайней мере, и установленный на нем комплект фрагментов, выполненный с возможностью переключения комплекта в положение увеличенного аэродинамического качества посредством создания экранного эффекта.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет на приборной доске экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке снабжен набором программ выбора рейсов перевозок с расчетом режимов полета и учетом погодных условий, потребного для полета топлива и расхода его в полете.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, дополнительно к рулю курса, установленному на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа, снабжен вторым рулем курса на киле верхнего сектора переднего конца его фюзеляжа.

Каждый руль курса на оси в вертикальной плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа и на переднем киле и руль тангажа выполнены из двух панелей с возможностью одновременного отклонения обеих панелей в разные стороны или только одной из них в свою сторону.

Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, в качестве силовой установки в его компоновку установлен ТВД (турбовинтовой двигатель), ТРДД или ТРД (турбореактивный двигатель), от которого на фюзеляже смонтированы трубопроводные магистрали подвода воздуха от компрессора, входного направляющего аппарата или от второго контура к щелевым распределителям на передней кромке несущих фрагментов и магистрали эжектирования этого воздуха воздуходухозаборниками на задней кромке фрагмента в сопло двигателя, а также магистрали подвода воздуха от двигателя к щелям струйного руля на киле с рулем курса.

Газотурбинный двигатель аэролета, установленный внутри хвостовой части фюзеляжа, соединен воздуховодом с воздухозаборником на верхнем секторе фюзеляжа за задней кромкой последнего несущего фрагмента, выполненном со входом с размерами и формой, соответствующими кромке секторного или прямолинейного фрагмента перед ним, а предкромочным распределителем и закромочным воздухозаборником снабжен наиболее удаленный от воздухозаборника двигателя первый фрагмент.

Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, мотогондола реактивного двигателя которого на верхнем секторе заднего конца фюзеляжа имеет входной направляющий аппарат, соединенный с воздухозаборником в форме секторного или прямолинейного фрагмента перед ним и магистрали подвода и эжектирования воздуха обдувающего, по крайней мере, к наиболее удаленным от входа воздухозаборника двигателя фрагментам.

Аэролет, содержащий фюзеляж из силового набора с обшивкой на нем, с кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком, систему управления, топливную систему и шасси, дополнительно к двигателю в мотогондоле верхнего сектора и фрагментам на нем, на боковых секторах фюзеляжа установлены комплекты фрагментов и пилон для реактивного двигателя за ними, на мотогондоле каждого из которых укреплен воздухозаборник с длиной щелевого входа на консолях, равной длине боковых консольных фрагментов с круговым увеличением середины щели и магистралями подвода воздуха обдува удаленных от мотогондолы фрагментов и эжектирования его в сопло двигателя.

Мотогондолы на боковых пилонах хвостовой части снабжены щелевыми удлинителями входа в консолях воздухозаборника или овальными, с числом и расположением соответственно числу комплектов консольных фрагментов на боковых секторах, а магистралями подвода воздуха на обдув и эжектирования его в сопло соединены с двигателем удаленные от мотогондол первые фрагменты этих консольных комплектов.

Магистралями подвода воздуха от двигателя к передним кромкам и эжектирования его воздухозаборниками от задних кромок в сопло двигателя снабжены отдельные несущие элементы одного комплекта, например через один, или все фрагменты комплекта с возможностью регулирования подъемной силы фрагментов этого комплекта, например на боковых секторах фюзеляжа.

Аэролет, содержащий систему управления и шасси, имеет силовую установку, фюзеляж, фрагмент и/или комплект их, выполненный с возможностью работы на сжатом природном газе, для чего силовая установка, топливная система адаптированы или модернизированы на сжатый природный газ, фюзеляж снабжен герметичным отсеком для установки одного, по крайней мере, баллона сжатого природного газа, или полость одного, по крайней мере, фрагмента крыла или комплекта фрагментов, преимущественно нижнего, выполнена с емкостью для зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в силовой установке.

Аэролет, содержащий фюзеляж, систему управления, шасси и топливную систему, снабженную емкостью для воды, испарителем воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением, наиболее пригодным для разложения воды на водород и кислород - второй гармоникой излучения газового лазера с длиной волны , N=1 Дж, Р=0,3-1 МПа в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода для устойчивого сгорания его аналогично стехиометрическому составу углеводородной топливной смеси в цилиндарах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивной силовой установки.

Комплект фрагментов крыла аэролета, каждый из которых содержит несущие и/или управляющие поверхности и средства установки его на фюзеляже, при этом оси каждого фрагмента, по крайней мере, комплектов установленных на верхнем и нижнем секторе фюзеляжа, расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось фюзеляжа, а консольные фрагменты расположены в горизонтальных плоскостях попарно на левом и правом боковых секторах фюзеляжа, число фрагментов у монокомплектного аэролета определяется из условия равенства суммарной площади фрагментов комплекта площади несущей поверхности аэродинамического крыла, при этом площадь фрагментов определяют аэродинамическим расчетом математического моделирования по скорости полета самолета с учетом скорости обтекания фрагментов воздушным потоком от винта или от компрессора с эжектированием его в газовый поток сопла с соответствующими скоростями.

Комплект, у которого зазор между смежными поверхностями фрагментов и внешней поверхностью фюзеляжа выполнен переменным по величине, увеличивается или уменьшается у каждого очередного фрагмента пропорционально порядку размещения его в комплекте, а фрагменты закреплены на фюзеляже с постоянным или переменным перекрытием заднего конца предыдущего фрагмента комплекта передним концом следующего в комплекте фрагмента.

Фрагмент крыла аэролета, содержащий силовой набор из лонжерона и стрингера, соединенных с нервюрами и обшивкой на них, образующей поверхности обтекания фрагмента воздушным потоком, лонжерон и стрингер имеют длину, соответствующую поперечному сечению воздушного потока в месте расположения фрагмента на фюзеляже, на концах каждого лонжерона выполнены отгибы для стационарного присоединения фрагмента к фюзеляжу или отверстия для установки на них шарнирных связей с приводом перестановки фрагмента на угол атаки, соответственно этапу полета.

Фрагмент крыла аэролета может выполняться с телескопическими вставками с механизмом одновременного выдвижения их из полости фрагмента в противоположные стороны и уборки внутрь фрагмента.

Фюзеляж аэролета, содержащий силовой каркас из лонжеронов, соединенных со стрингерами, и закрепленную на них обшивку с поперечными элементами, кабину пилота, пассажирский салон или грузовой отсек с креслами для пассажиров или средствами перемещения грузов и фиксации их в отсеке, шпангоуты и/или стрингеры снабжены средствами крепления на фюзеляже фрагментов крыла, например отверстиями для болтового соединения.

Фюзеляж с плоским сектором, нижним, по крайней мере.

Фюзеляж с консольными фрагментами боковых секторов, выполненными съемными, откидными или надувными.

Реверс тяги аэролета, содержащий пару шарнирно установленных в корпусе створок, закрывающих окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток, двухполостную проставку, систему управления реверсом с механизмом включения реверса и золотником, силовыми цилиндрами, замками блокировки створок в нерабочем и рабочем положении, разделяющем газовый поток на две части для торможения (в переложении на 90°) или на три части для зависания, для чего каждая створка переложена на угол, обеспечивающий равенство прямой тяги из сопла и обратной суммарной тяги потоков из окон реверса, опоры створок расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, окна с решетками расположены на боковых, а силовые цилиндры с опорами расположены на верхнем и нижнем секторах корпуса реверса соответственно, лопатки решеток выполнены с кривизной, способствующей перемещению потока из окон параллельно поверхности земли. Воздухозаборник аэролета с одним, по крайней мере, реактивным двигателем, интегрованным в хвостовую часть фюзеляжа, со входом соответственно на верхнем или нижнем секторе, выполнен с одной, по крайней мере, парой диаметрально противоположно расположенных консолей на входе с пазом переменной глубины соответственно размещению задней кромки заднего фрагмента соответствующего комплекта фрагментов крыла с соответствующей кромке геометрией.

Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющем кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми с качалками связями ручку с рулем тангажа и педалей с рулем курса, кнопками на рукоятке ручки переключения электропривода перестановки, по крайней мере, части фрагментов на взлетный, полетный или посадочный угол атаки.

Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющем кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми с качалками связями ручку с рулем тангажа и педалей с рулем курса, на рукоятке ручки установлены кнопка переключения электропривода переключения нижнего, по крайней мере, комплекта несущих элементов в положение экранирования подъемной силы посредством перемещения телескопических вставок фрагментов нижнего сектора в противоположном направлении одновременно.

Способ создания подъемной силы аэролета, по которому преобразуют энергию топлива в работу двигателя и в перемещение аппарата с взаимодействием несущих поверхностей с воздушной средой и обеспечивают начало взаимодействия создаваемого двигателем воздушного потока с фрагментами крыла независимо от горизонтального перемещения аэролета посредством последовательного взаимодействия воздушного потока от винта с расположенными в этом потоке фрагментами у поршневых аэролетов, а у реактивных аэролетов обеспечивают обтекание одного, по крайней мере, фрагмента крыла отобранным от двигателя воздухом с эжектированием его после задней кромки фрагмента или последнего фрагмента крыла в сопло реактивного двигателя с разделением реактивной струи для вертикального перемещения на центральный поток прямой тяги и два боковых, в сумме равных центральному и противоположно направленных ему, расположенных параллельно земной поверхности, а скорость поршневого аэролета ограничивают на взлете или уменьшают на посадке, включив аэродинамические рули направления и/или тангажа в положение торможения.

Способ полета аэролета, включающий создание регулируемого воздушного потока, горизонтальный полет на заданном эшелоне с регулированием скорости полета до зависания в любой точке и момент полета, планирования для посадки, а полет начинают с отрыва загруженного аэролета от поверхности стоянки, переходящего в одновременный набор скорости полета и высоты до заданного эшелона или безопасной высоты посредством последовательного или одновременного увеличения угла атаки, по крайней мере, у части комплекта фрагментов крыла с увеличением оборотов винта (двигателя), на безопасной высоте фрагменты переключают на полетный угол атаки, а двигатель - на крейсерский режим и после выполнения полетного задания и возвращения к месту взлета планирование выполняют до высоты выравнивания, на которой переключают, по крайней мере, часть фрагментов на посадочный угол атаки, рули в режим торможения и при необходимости и оборотами двигателя (винта) уменьшают горизонтальную скорость до зависания над точкой касания на стоянке, после чего плавным уменьшением числа оборотов двигателя приземляют аэролет, при этом на взлете, в полете на эшелоне и на посадке ориентируют аэролет в пространстве рулями курса и тангажа.

Способ полета аэролета, включающий создание регулируемого воздушного потока, горизонтальный полет на заданном эшелоне с регулированием скорости полета до зависания в любой точке и момент полета, планирования для посадки, а для полета на посадке, по крайней мере, один комплект фрагментов переключают в положение, создающее экранный эффект.

Способ управления в полете аэролетом с одной, по крайней мере, реактивной силовой установкой и отбором части воздушного потока от нее для подвода ее на обдув управляющей поверхности, с управлением направлением полета отклонением управляющей поверхности или реакцией струйного руля, при этом управляющий момент, стабилизирующий положение аэролета по крену, обеспечивается автоматически системой действующих на него сил в осевой вертикальной плоскости и расположением точек приложения суммарных подъемных сил каждого фрагмента над точкой приложения центра тяжести, определяемой центровкой, управляющий момент по тангажу создают, изменяя скорость обтекания подведенного от двигателя воздуха к крайним в комплекте фрагментам, изменяя тем самым подъемную силу соответствующего фрагмента.

Управляющий момент для перевода аэролета в кабрирование создают, уменьшая подъемную силу на последнем фрагменте посредством отключения или уменьшения степени эжектирования обдувающего его воздуха, а для планирования отключают или уменьшают степень эжектирования воздуха, обдувающего первый фрагмент комплекта.

Управляющий момент кабрирования создают посредством уменьшения одновременно скорости обдува последнего, по крайней мере, фрагмента комплекта и степени эжектирования обдувающего воздуха или количества его.

Управляющий момент кабрирования создают посредством сложения аэродинамической подъемной силы от скорости горизонтального перемещения аэролета и от обдува подводимым от двигателя воздухом к переднему фрагменту комплекта, а для планирования складывают аналогичные подъемные силы на последнем фрагменте.

Способ управления в полете аэролетом с самостабилизацией положения его по крену, при этом управляющий момент по тангажу создают, изменяя скорость обтекания подведенного от двигателя воздуха ко всем фрагментам одного, по крайней мере, комплекта пропорционально расположению фрагмента в комплекте, уменьшая в соотношении 0,75/0,5/0,25/0 на 1, 2, 3 и 4 фрагменте соответственно для перевода в планирование, а для перевода аэролета в кабрирование, наоборот, скорость обтекания уменьшают в соотношении 0/0,25/0,5/0,75.

Способ взлета аэролета, по которому запускают двигатель на малый газ и создают воздействие воздушного потока на несущие поверхности, а после выхода двигателя на малый газ, затормаживают колеса шасси, например, стояночными колодками и/или тормозами, плавно увеличивают обороты двигателя до уровня, на котором воздействие воздушного потока на фрагменты создает суммарную подъемную силу, превышающую взлетный вес аэролета, а после отрыва его от поверхности стоянки и подъема над колодками, увеличивают обороты двигателя для одновременного увеличения горизонтальной скорости и набора заданной высоты полета.

Способ посадки аэролета, по которому выполняют планирование с высоты эшелона полета и перемещение к месту стоянки, при этом планирование выполняют до точки выравнивания, например, до безопасной высоты у места предстоящей остановки для погрузки-выгрузки или стоянки, на этой высоте, выпустив посадочный щиток, отклоняют половинки рулей курса одновременно в противоположные стороны и, уменьшив обороты двигателя, уменьшают горизонтальную скорость до зависания над точкой касания и далее уменьшают обороты двигателя для перевода аэролета в вертикальное опускание его к точке касания до высоты 1,5-2 метра, на которой, прибавив обороты двигателя, обеспечивают касание с поверхностью стоянки с вертикальной скоростью 0,15-0,3 м/сек, при этом в вертикальном перемещении аэролет ориентируют в пространстве относительно хозяйственных строений и расположенной перед ними техники.

Способ посадки аэролета, по которому выполняют планирование с высоты эшелона полета и перемещение к месту стоянки и, выполнив планирование до точки выравнивания или до безопасной высоты у места предстоящей остановки для погрузки-выгрузки или стоянки, после выравнивания разворачивают аэролет против ветра и перелетают точку касания на 15-20 метров, постепенно уменьшая скорость аэролета до скорости ветра и зависания аэролета, затем, уменьшив обороты, регулируют скорость сноса аэролета ветром к точке касания и уменьшения высоты до касания с поверхностью стоянки.

Способ работы реверса тяги аэролета с реактивной силовой установкой, одной, по крайней мере, содержащий разблокировку створок для перекладки и их блокировку после перекладки, разделение газового потока двигателя на две части и взаимодействие их с решетками реверса для торможения, по крайней мере, или на три потока для зависания посредством взаимодействия двух из них с лопатками решеток и изменения направления каждой из них, включение реверса блокируют с включением отбора воздуха от двигателя на обдув фрагментов с эжектированием его в сопло двигателя после обдува, для экстренного прекращения полета при возникновении нештатной ситуации или завершения штатного полета включают реверс тяги в режим торможения одновременно с отбором воздуха от двигателя на обдув одного, по крайней мере, комплекта фрагментов крыла или комбинируют обдув отобранным от двигателя воздухом наиболее удаленного от входа воздухозаборника двигателя одного, по крайней мере, фрагмента крыла одного, по крайней мере, комплекта фрагментов с обдувом остальных фрагментов комплекта одного, по крайней мере, воздушным потоком входящего в двигатель воздуха и при этом синхронно изменяют режим торможения работы реверса на режим зависания посредством перекладки створок реверса в положение разделения газового потока его на три потока.

Способ работы реверса выполняют с перекладкой створок в положение торможения с поворотом створок на 90° без блокировки их в этом положении с автоматической перекладкой их в режим зависания, например, пропорционально уменьшению горизонтальной скорости и блокировкой створок в положении зависания.

Выполнение аэролета «Максинио» с продольным расположением комплектов фрагментов делает подъемную силу их не связанной со скоростью горизонтального перемещения аэролета и соответственно обеспечивает взлет-посадку без разбега-пробега по ВПП и мягкое приземление в любую точку поверхности, земной или водной, в любой момент возникновения нештатной ситуации полета. Схема вертикального расположения действующих на аэролет сил обеспечивает способность самовосстановления устойчивого положения его по крену. Особенно это важно в совокупности с увеличением подъемной силы поликомплектных аэролетов в 3-5 раз при той же энерговооруженности аппарата. А улучшение надежности аэролетов многократно увеличивает значимость защищаемого комплекса решений, как и резкое увеличение комфортности полирежимных авиаперевозок.

Дополнительным преимуществом базовой компоновки аэролетов и единой технологии является существенное уменьшение поперечного габарита летательного аппарата и соответствующее уменьшение площади для техобслуживания и хранения аэролетов, аэромобилей и электролетов.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 изображен аэролет с одним комплектом фрагментов на верхнем секторе фюзеляжа, на фиг.2 - вид в плане на него, на фиг.3 - вид на секторный фрагмент 3 по стр. А, и на фиг.4 - вид на руль тангажа на прямолинейном фрагменте 4. На фиг.5 - четырехкомплектный аэролет с комплектами фрагментов на верхнем, нижнем и боковых секторах. На фиг.6 - вид на руль курса по стр. С, панели которого установлены на боковинах фюзеляжа, на фиг.7 - вид на двухпанельный дополнительный руль курса по стр. Д, и на фиг.8 - вид с боку на монокомплектный реактивный аэролет с двигателем в хвостовой части фюзеляжа, на фиг.9 - сечение фрагмента продольной плоскостью, и на фиг.10 - вид на выпускные щели воздухораспределителя фрагментов и на входные воздухозаборника эжектирования его в сопло. На фиг.11, 12 - сечение связей фрагментов с фюзеляжем с воздуховодами на них в сеч. А-А подвода воздуха на обдув фрагмента и в сеч. Б-Б эжектирования этого воздуха после обдува в сопло двигателя.

На фиг.13 - вид сбоку на реактивный аэролет с комплектами фрагментов на верхнем и индивидуальными парами фрагментов на боковых секторах, воздухозаборником на верхнем секторе с секторным удлинителем входа по стр. Ж - фиг.14, и на фиг.15 - вид сбоку на аэролет с реактивным двигателем в мотогондоле на верхнем секторе хвостовой части фюзеляжа.

На фиг.16 - вид сбоку на аэролет с реактивными двигателями на пилонах хвостовой части, двухрядными комплектами консольных фрагментов на боковых секторах и сдвоенными прямолинейными удлинениями воздухозаборников мотогондол, фиг.17 и 18. На фиг.19 - схема расположения воздухозаборников поликомплектного аэролета с реактивным двигателем в хвостовой части и входа воздухозаборников на верхнем и нижнем секторах и их секторных фрагментов, воздухозаборников двигателей на боковых пилонах и их консольных фрагментов. На фиг.20 - схема обтекания верхней несущей поверхности прямолинейного фрагмента, фиг.21, 22 - фрагмент среднемагистрального или межконтинентального аэролета со схемой дополнительных щелей, соединенных каналами с воздухозаборником эжектирования (условно показаны две щели). На фиг.23 - схема сил, действующих на аэролет в полете, на фиг.24 - схема сил, создающих момент восстановления по крену в полете аэролета, на фиг.25, 26 - схема аэродинамических и гравитационных сил, действующих в полете на самолет традиционной компоновки, на фиг.27, 28, 29 - схема сил аэролетной компоновки при управлении по тангажу. На фиг.30 - траектории полета аэролета в стандартных погодных условиях и при сильном ветре соответственно (штриховыми линиями показана траектория завершения посадки при ветре со скоростью Vв).

ВАРИАНТЫ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ГРУППЫ ИЗОБРЕТЕНИЙ

Монокомплектный аэролет «Максинио» на фиг.1, 2, 3 и 4 состоит из винтомоторного блока 1 на переднем конце фюзеляжа 2 с комплектом 3, 4 несущих фрагментов. Фрагмент 4 имеет на задней кромке руль тангажа 5, 6, а лонжероны и стрингеры каждого из них имеют отгибы 7 для жесткого крепления их на фюзеляже, для чего лонжероны и стрингеры снабжены отверстиями для болтового соединения (условно не показано). Руль курса 8, 9 на оси 10 в вертикальной плоскости фюзеляжа 2. Руль курса, как и руль тангажа, выполнены из двух панелей 5, 8 и 6, 9 (фиг.4) с возможностью противоположного отклонения их одновременно или только одной из них. На верхнем секторе фюзеляжа у блока 1 расположена кабина 11 пилота, на боковом секторе - дверь 11а. В нижнем секторе фюзеляжа выполнена ниша для стойки 12 шасси (не показана). Заднее колесо 13 в полете не убирается, на боковых секторах фюзеляжа выполнены окна 14 салона. Эти боковые сектора могут снабжаться консольными стационарными, съемными, откидными или/и надувными фрагментами 15. Поликомплектные компоновки аэролета предназначены для перевозок коммерческих, пассажирских или/и грузовых. Компоновка этого класса аэролетов выполняется с комплектом фрагментов 3 секторных стационарных на верхнем секторе и 16 на нижнем (фиг.5). Учитывая большой вес аппарата, целесообразно этот класс выполнять с передним и задним стационарными фрагментами 15 на боковых секторах с двухпанельными рулями тангажа 17, 18 на каждом из них. А также с передним 19, 20 и задним рулем 21, 22 курса. Панели переднего руля установлены на оси задней стенки кабины 23. Панели заднего руля 21, 22 установлены на боковых секторах (фиг.6). В данной компоновке с большим полетным весом и поверхностью боковых секторов количество боковых комплектов фрагментов может быть увеличено до трех-пяти, например, съемных, в том числе с частью их, выполненной с телескопическими выдвижными вставками (условно не показаны), и расположением каждого следующего в комплекте фрагмента в аэродинамической «тени» предыдущего в горизонтальном полете, по крайней мере.

Руль курса в осевой плоскости симметрии заднего конца фюзеляжа, как у компоновок местных авиасообщений или СЛА с соединенными в вертикальной плоскости боковинами, вследствие большого диаметра фюзеляжа аэролетов среднемагистральных не обеспечит их надежной управляемости. Аэродинамическая «тень» в конце фюзеляжа этих компоновок не влияет на эффективность рулей при их установке на осях в конце боковых секторов с отклонением каждой панели в свою сторону: правой - в правую, а левой - в левую. Управляемость аэролета в полете существенно увеличивается при совместном синхронном использовании с задним рулем и переднего руля 19, 20 на оси кабины 23 (фиг.7).

Для увеличения эффективности в режиме торможения панели руля могут иметь телескопические вставки с электроприводом выдвижения, по крайней мере.

Аналогично структуре описанных поршневых аэролетов выполняют компоновки реактивных аэролетов. Их отличием от поршневых кроме силовой установки является установка в фюзеляже воздуховодов 24 с заборниками в осевом канале подвода воздуха к двигателю со входом в воздуховод к двигателю в носовой части фюзеляжа и магистралей 25 эжектирования этого воздуха после обтекания фрагмента в сопло 26 двигателя. Кроме того, компоновка РА имеет магистрали подвода отбираемого от двигателя воздуха к щелям 27 переднего и/или заднего струйного руля курса, например, на киле с рулем курса 8, 9 (на фиг.8 не показаны).

Отобранный от воздуховода, компрессора или от второго контура воздух из воздуховодов 24 подается в предкромочный распределитель 28 каждого фрагмента 3 по воздуховоду 29 отгибов 7 и из распределителя по щелям 30 на обдув фрагмента (фиг.9, 10, 11). После обдува отводится этот воздух щелями 30 закромочных воздухозаборников 31 (фиг.9, 10, 12) по воздуховоду 32 и магистрали 25 в реактивное сопло 26 двигателя.

Подводящие воздух к фрагментам воздуховоды 29 установлены на одном или обоих отгибах 7 лонжеронов, а эжектирующие воздуховоды 32 от воздухозаборников 31 - к отгибам 7 стрингеров (фиг.11, 12). В компоновках с шарнирным со единением одной или обеих сторон фрагмента с фюзеляжем воздух подводится и отводится от фрагмента гибкими рукавами высокого давления.

Для улучшения эффективности экранирования фюзеляж целесообразно выполнить с плоским нижним сектором фюзеляжа, при этом связи фрагментов соединены с элементами шарнирно, а на фюзеляже установлены замки блокировки фрагментов в положении экранирования, посадочного или полетного угла (условно не показано).

Аэролеты для среднемагистральных перевозок целесообразнее выполнять в поликомплектной компоновке, с плоским нижним сектором фюзеляжа и реактивной силовой установкой, например ТРДД в хвостовой части фюзеляжа (фиг.13).

Интегрированный в фюзеляж реактивный двигатель аэролета на фиг.13, 14 соединен воздуховодом с воздухозаборником на верхнем секторе хвостовой части фюзеляжа, снабженным секторно-пазовыми удлинителями 33. Такими же удлинителями снабжена мотогондола двигателя на хвостовой части фюзеляжа аэролета на фиг.15. В этих компоновках вследствие расположения паза удлинителей в непосредственной близости от задней кромки последнего фрагмента два последних фрагмента 34, по крайней мере, расположены в зоне всасываемого в двигатель потока воздуха, поэтому подвод воздуха на обдув требуется обеспечить только к удаленным от воздухозаборника фрагментам 3 - первому и, возможно, второму. Магистрали подвода воздуха к щелям 27 струйного руля на киле с рулем курса 8, 9 не показаны. Индивидуальные консольные фрагменты 15 для улучшения маневренности аэролета могут иметь рули тангажа. Руль курса 8, 9 на киле или 21, 22 на боковинах хвостовой части может дублироваться перед ними или задними струйными рулями (не показаны).

Аэролет на фиг.16, 17 и 18 имеет по два комплекта консольных фрагментов 15 на боковых секторах и по двигателю на боковых пилонах хвостовой части фюзеляжа. Каждая мотогондола двигателей снабжена прямыми пазовыми удлинителями 33, расположенными соответственно задней кромке фрагментов. Магистралями 24, 25 соединены с двигателями первые фрагменты 3 каждого бокового сектора, паз каждого удлинителя 33 сопряжен со входом 36 мотогондолы.

Схема трехдвигательной компоновки аэролета на фиг.19 содержит двигатель в хвостовой части с верхним и нижним воздухозаборниками 36 с секторными удлинителями и прямыми удлинителями 33 у мотогондол двигателей на боковых пилонах. Для обеспечения регулирования режима обтекания подводимого к воздухораспределителю и воздухозаборнику комплекта фрагменты целесообразнее выполнять с возможностью поворота щелевой трубы вокруг своей оси, например, для переключения на одностороннее обтекание подводимого от двигателя воздуха посредством совмещения щелей трубы их с верхним каналом воздухораспределителя 28 и воздухозаборника 31 соответственно (фиг.20). Для стабилизации обтекания подводимым к фрагментам воздухом от двигателя фрагменты среднемагистрального или межконтинентального могут выполняться с дополнительными щелями 30, соединенными каналами с воздухозаборником 31 фрагмента (фиг.21, 22).

Магистралями подвода отобранного от двигателя воздуха к предкромочным распределителям 28 и эжектирования его после обдува элементов от закромочных воздухозаборников 31 в сопло двигателя аэролетов с мотогондолами на пилонах или верхних, нижних секторах или воздухозаборниками на них соединены только удаленные от входа фрагменты комплектов. По крайней мере, последние элементы комплектов снабжены средством отключения от них воздуха обдува, а часть фрагментов нижнего выполнены с телескопическими вставками и возможностью их выдвижения, по крайней мере (не показаны).

Эксплуатируют аэролеты «Максинио» следующим образом.

Пример 1

После загрузки аэролета на стоянке и запуска двигателя вращение винта 1 создает воздушный поток параллельно фюзеляжу 2. От взаимодействия этого потока с воздушной средой он принимает форму усеченного конуса с меньшим диаметром, равным диаметру винта Dв на переднем конце фюзеляжа и большим Dк в конце его. Фрагменты 3, 4 имеют длину 1п, 2п, 3п и 4п передних лонжеронов и задних стрингеров 1к, 2к, 3к и 4к, соответственно, которые равны длине этого сектора воздушного потока в месте расположения соответствующего фрагмента. Так как фрагменты расположены в воздушном потоке от винта и скорость этого потока существенно больше скорости взаимодействия движущегося крыла самолета с неподвижной воздушной средой, суммарная подъемная сила этого осевого комплекта сравняется с взлетным весом аэролета на оборотах, заведомо меньших взлетного режима. Аналогично описанному взаимодействуют с воздушным потоком нижний осевой комплект и каждый комплект боковых секторов. Соответственно отрыв аэролета от поверхности стоянки предположительно может происходить на режиме 0,5 взлетного режима работы двигателя аналогичного по весовым и аэродинамическим характеристикам самолета, по крайней мере, и независимо от горизонтального перемещения его. Таким образом, продольное расположение фрагментов 3 на фюзеляже 2 и выполнение их соответственно геометрии потока от винта обеспечивают двухступенчатое создание подъемной силы последовательным обтеканием несущих поверхностей, не зависящим от горизонтальной скорости РА. Это свойство РА предоставляет достаточно широкий выбор режимов пилоту на всех этапах полета с возможностью дополнительного регулирования этих этапов по времени с выбором наиболее комфортного для пилота в каждой конкретной ситуации. Этими вариантами являются самолетный взлет по ВПП, взлет с коротким пробегом по грунту или ВПП, вертикальный взлет или совмещение этих вариантов - посредством отрыва с места стоянки при Fc>P (фиг.23) и одновременным после отрыва набором высоты и скорости полета с полным контролем процесса полета пилотом и регулированием преобладания при этом набора высоты или горизонтальной скорости.

Пример 2

Для взлета аэролета, стоящего на стоянке в стояночных колодках, запускают двигатель на малый газ и затормаживают колеса шасси, если стояночные колодки отсутствуют. Учитывая степень загрузки аэролета, выводят его двигатель на обороты, на которых подъемная сила Fc комплектов фрагментов 3, 15 и/или 16 его становится больше взлетного веса Р и отрывает его от стоянки. При отсутствии ограничений на увеличение скорости полета набор безопасной высоты выполняют на оборотах отрыва, а на безопасной высоте устанавливают обороты, необходимые для выполнения полетного задания на установленной правилами высоте полета. При наличии препятствий для роста скорости на взлете отклоняют панели 8, 9 рулей курса одновременно в противоположные стороны, устанавливая тем самым режим торможения. При необходимости включают в этот режим и рули 5, 6 тангажа, а также разворачивают аэролет против ветра. После набора заданного эшелона полета и набора скорости полет выполняют в известном аэродинамическом режиме.

Пример 3

Полет на предусмотренной правилами высоте выполняют, применяя рули для сохранения курса и тангажа традиционным «самолетным» образом, отклоняя соответствующую одну панель - 8 или 9, 5 или 6 - этих рулей в свою сторону.

Симметричная геометрия и расположение оси симметрии фрагментов в вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа предопределяет расположение суммарной подъемной силы комплектов также в этой вертикальной плоскости - Fc на фиг.23. При нормальном положении фюзеляжа расположение это обеспечивает устойчивое без крена положение его. А при случайном появлении крена расположение точек приложения веса аэролета и суммарной подъемной силы автоматически образуют восстанавливающий момент:

,

где Мв - момент, восстанавливающий положение аэролета при любом случайном появлении крена,

Р - полетный вес аэролета,

l1 - расстояние смещения точки приложения веса при крене от устойчивого положения (вертикальной плоскости симметрии фюзеляжа),

Fв - вертикальная составляющая подъемной силы F в момент появления крена,

l2 - смешение точки приложения подъемной силы в положении крена,

Fг - горизонтальная составляющая подъемной силы в положении крена,

l3 - смещение точки приложения силы F в положении крена на угол « ».

Мв приводит аэролет из положения крена (фиг.24) в стабильно устойчивое положение (фиг.23). Из приведенных на фиг.25, 26 схем действующих в полете сил на самолетную компоновку следует, что они создают четыре поперечных и два продольных момента, каждый из которых может дестабилизировать положение самолета в пространстве. А для восстановления устойчивого положения необходимы средства управления - элероны и система управления ими, так как в самолетной компоновке нет свойства самостабилизации.

Компоновка аэролета с передним рулем курса имеет дополнительную способность маневрирования в полете - совмещение скоростного горизонтального перемещения с параллельным направлению полета перемещением аэролета в соответствующую сторону. Так, на одновременное отклонение правой панели 8 и этих рулей вправо аэролет отреагирует смещением влево и переднего, и заднего концов, причем при равенстве усилий от воздействия потока на рули это смещение будет параллельным направлению полета, т.е. боковое смещение без изменения направления. А так как на передний руль действует и взаимодействие с воздушной средой, пропорциональное скорости полета, а на задний еще и поток от винта для параллельного бокового смещения, достаточно отклонения панели заднего руля на половину угла отклонения переднего руля. При отклонении панелей на равный угол аэролет отреагирует боковым смещением переднего конца с удвоенным смещением боковым заднего конца, а суммарным будет боковое с одновременным поворотом вправо. Суммарной траекторией во втором случае полета будет поворот с большим радиусом (не показано). Аналогичное маневрирование совершит аэролет при одновременном отклонении левых панелей 9 и 20 этих рулей.

Пример 4

Отрыв от точки касания на стоянке загруженного РА и подъем его на безопасную высоту с одновременным набором горизонтальной скорости и высоты до заданного эшелона выполняют описанным в примерах 1-3 образом. Для перевода аэролета в положение кабрирования изменяют подъемную силу фрагментов, по крайней мере, одного из комплектов в следующем порядке. Для легких аэролетов или незагруженных среднемагистральных включают в аэродинамическом полете обдув переднего фрагмента 3 воздухом от двигателя и эжектирование его в сопло. В результате подъемная сила F1н (фиг.27) этого фрагмента возрастет и носовая часть аэролета начнет подниматься и после достижения за данного угла обдув с эжектированием отключают и аэролет продолжает полет в положении кабрирования до требуемого эшелона. На эшелоне включают обдув и эжектирование последнего фрагмента, и суммарная подъемная F4н (фиг.28) поднимет хвостовую часть аэролета до горизонтального положения, в котором обдув и эжектирование этого фрагмента отключают и продолжают горизонтальный полет на высоте эшелона. Аналогичным образом переводят аэролет в положение планирования в любой момент полета.

Пример 5

Взлет, полет и посадку реактивного аэролета выполняют описанным в примерах 1-4 образом с отбором воздуха от двигателя на взлете и посадке для обтекания комплекта фрагментов и создания подъемной силы независимо от горизонтального перемещения аэролета. Ориентирование его в аэродинамическом режиме на заданном эшелоне осуществляется традиционным отклонением одной панели каждого руля 5 или 6, 8 или 9, 19 или 20, 21 или 22 в свою сторону. Для уменьшения горизонтальной скорости на взлете отклоняют панели каждого руля курса и/или тангажа у ПА одновременно каждую в свою сторону. Для ориентирования аэролета на посадке после выравнивания дополнительно отключают эжектирование обтекающего фрагменты воздуха, по крайней мере, последних фрагментов комплекта. Это снижает скорость обтекания и одновременно с уменьшением подъемной силы ускоряет опускание аэролета на точку касания стоянки. После уменьшения горизонтальной скорости от точки выравнивания до точки касания ориентирование по курсу дополнительно выполняют струйными рулями 27 (фиг.8). При последовательном отключении эжектирования на других фрагментах одного или всех комплектов создается дополнительная возможность регулирования горизонтальной и вертикальной скорости. А регулировка оборотов обеспечивает ювелирно точную мягкую посадку в точке касания даже без включения рулей в режим торможения.

Пример 6

При слабом ветре после выполнения полетного задания или завершения штатного полета по маршруту на заданном эшелоне полета аэролет переводят на планирование с эшелона до высоты выравнивания, на которой переводят аэролет в горизонтальный полет на этой высоте, установив рулем курса 5, 6 направление на точку касания на стоянке или разгрузки-погрузки и переключив его или оба руля в режим торможения. Приближение к точке касания пилот контролирует визуально и при необходимости регулирует оборотами. На высоте 1,5-2 м перед точкой касания разворачивает аэролет в положение, исключающее попадание потока от винта на хозяйственные строения или технику перед ними, и уменьшают обороты до плавного опускания аэролета на точку касания со скоростью 0,3-0,15 м/сек (фиг.30, сплошная линия правой половины траектории).

Маневренность по тангажу тяжелых среднемагистральных и межконтинентальных реактивных аэролетов надежнее обеспечивает комплект фрагментов, по крайней мере один, выполненный с пропорциональным регулированием степени обтекания фрагментов в комплекте. Например, для перевода аэролета в кабрирование обдув с эжектированием первого фрагмента выполняют в полном объеме - F1, второго - 3/4 F1, третьего - 1/2 F1 и четвертого - 1/4 F1 (фиг.29). Вариантами пропорциональности может быть регулирование только обдува, только эжектирования. Эта же пропорциональность или ей подобная может использоваться для перевода аэролета в планирование с обратным расположением подъемных сил на фрагментах - четвертый, третий, второй и первый.

Пример 7

Для посадки при сильном ветре перевод аэролета в планирование, выравнивание на безопасной высоте и полет с торможением выполняют описанными в примерах 1-6 образом. Вследствие сильного ветра приближение к точке касания и опускание к ней целесообразно выполнять против ветра. Однако при таком движении подъемная сила комплектов фрагментов от обтекания их от движения складывается с силой от винта у поршневых и от обтекания обдуваемым воздухом от реактивного двигателя. Обороты двигателя при этом будут достаточно высокими, чтобы преодолеть силу ветра, и соответственно суммарная подъемная сила будет превышать посадочный вес аэролета и затруднять опускание на точку касания на стоянке.

Пилот может разрешить это противоречие, пролетев над точкой касания в пологом планировании на 15-20 метров далее точки касания и оборотами уменьшая скорость аэролета до величины, меньшей скорости ветра. После этого суммарная подъемная сила становится меньше посадочного веса аэролета, и одновременно с опусканием к поверхности стоянки ветер будет сносить его к точке касания (аэролет начнет «пятиться») с контролем и регулированием скоростей этих оборотами двигателя. В момент касания двигатель выключают и фиксируют аэролет на стоянке колодками, например.

Пример 8

Включение в компоновку аэролетов бортового компьютера весьма существенно облегчает и ускоряет предполетную подготовку пилота. Ему достаточно получить метеоданные на маршруте и ввести их в программу предстоящего рейса для учета влияния встречного ветра или определить поправку в полетное время на время обхода грозового участка на маршруте или время задержки вылета. Прочие данные по курсу, высоте и скорости полета имеются в информационной базе компьютера, и для их использования достаточно открыть файл с номером рейса и вывести его на экран монитора. После этого достаточно ввести в таблицу рейса фактические данные по загрузке - вес груза, число пассажиров и отправить эти данные диспетчеру в автоматическом режиме.

Пример 9

Взлет, полет и ориентирование аэролета в полете выполняют описанным в примерах 1-4 образом.

После планирования для посадки и выравнивания на безопасной высоте перед включением рулей в режим торможения телескопические вставки фрагментов нижнего сектора и/или нижнего сектора фюзеляжа выдвигают в положение экранирования, которые после касания поверхности приземления убирают в фрагменты или фюзеляж.

В трехступенчатом самолетном преобразовании энергии силовой установки в подъемную силу крыла поток винта или реактивной струи тратится на преодоление лобового сопротивления полуплоскостей крыла, оперения со стабилизатором и фюзеляжа, и потому скорость обтекания воздушной среды несущих поверхностей самолета будет существенно меньше скорости обтекания воздухом от двигателя фрагментов 3, 4, 15 и 16, дополнительно разгоняемым эжектированием его в газовый поток. Число упомянутых комплектов элементов и возможность их увеличения может многократно увеличить общую площадь и с ней суммарную подъемную силу, что позволяет прогнозировать отрыв от точки касания стоянки даже на малом газе работы силовой установки при полной независимости подъемной силы от горизонтальной скорости аэролета.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, системы топливной, кондиционирования и шасси, на приборной доске его установлен экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке обеспечивает контроль работы двигателей, систем и агрегатов его с автоматическим включением на экран параметров с появившейся неисправностью и заключением о степени опасности ее и возможности полета.

Альтернативными вышеописанным вариантам выполнения транспортных средств, традиционно работающих на углеводородном топливе, в данной группе изобретений являются варианты, работающие на сжатом природном газе и особенно на воде. Сжатый природный газ уже признан и широко используется в автомобильной промышленности и в ее перевозках.

Силовая установка, фюзеляж, фрагмент или комплект их выполнены с возможностью работы на сжатом природном газе путем адаптирования или модернизирования на сжатый природный газ, фюзеляж 2 снабжен герметичным отсеком для установки одного, по крайней мере, баллона сжатого природного газа, или полость одного, по крайней мере, фрагмента крыла или комплект фрагментов, преимущественно нижний, выполнен с емкостью дли зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в двигателе силовой установки.

Также отличается топливная система аэролета, выполненного с возможностью испарения воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода в стехиометрическом составе аналогично углеводородной топливной смеси в цилиндрах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивного двигателя силовой установки.

Каждый комплект фрагментов крыла аэролета содержит несущие или управляющие поверхности и средства установки его на фюзеляже, при этом несущие поверхности каждого фрагмента расположены на верхней стороне его, а фрагменты выполняются с крепежными отгибами стрингеров и лонжеронов или крепежными кронштейнами, расположенными у верхних и нижних комплектов фрагментов в плоскости симметрии фюзеляжа и фрагментов.

Фрагмент крыла аэролета, содержащий силовой набор из лонжерона и стрингера, соединенных с нервюрами, и обшивку на них, образующую поверхности обтекания фрагмента воздушным потоком, выполнен с лонжеронами и стрингерами, имеющими длину, соответствующую поперечному сечению воздушного потока в месте расположения фрагмента на фюзеляже, на концах каждого из них выполнены отгибы 7 для стационарного присоединения фрагмента к фюзеляжу или имеющего отверстия, для установки на них шарнирных связей с приводом перестановки фрагмента на угол атаки, соответствующий этапу полета.

Силовой каркас фюзеляжа аэролетов, из лонжеронов, соединенных со стрингерами и закрепленной на них обшивкой с поперечными элементами, пилотской кабиной, пассажирским салоном или грузовым отсеком с креслами для пассажиров или средствами перемещения грузов и фиксации их в отсеке, при этом шпангоуты или стрингеры снабжены средствами крепления на фюзеляже фрагментов крыла, отверстиями для болтового соединения или шарнирного с приводами.

Реверсивное устройство двигателя силовой установки аэролета, содержащее пару шарнирно установленных в корпусе створок, закрывающих окна корпуса с решетками из направляющих газовый поток лопаток, двухполостную проставку, систему управления реверсом, обеспечивающую разделение газового потока на две части для торможения (в переложении на 90°) или на три части для зависания посредством переложения створок на угол, обеспечивающий равенство прямой тяги из сопла и обратной суммарной тяги потоков из окон реверса, для чего опоры створок расположены в вертикальной плоскости, проходящей через ось двигателя, окна с решетками расположены на боковых, по крайней мере, внешних секторах корпуса реверса или фюзеляжа, силовые цилиндры с опорами расположены на верхнем и нижнем секторах их соответственно, лопатки решеток выполнены с кривизной, обеспечивающей перемещение потоков из решеток параллельно поверхности земли.

Воздухозаборник реактивного двигателя аэролета, интегрованного в хвостовую часть фюзеляжа, со входами соответственно на верхнем или нижнем секторе, при этом вход каждого воздушного канала к двигателю выполнен с одной, по крайней мере, парой диаметрально противоположно расположенных на консолях пазов 33 переменной глубины соответственно размещению задней кромки заднего фрагмента 34 соответствующего комплекта фрагментов крыла с соответствующей задней кромке геометрией.

Система управления аэролета, содержащая шарнирно установленную на основании в кабине пилота (экипажа) ручку управления с педалями управления на нижнем конце и рукояткой на верхнем, имеющем кнопки выпуска-уборки шасси и посадочного щитка, соединенную тросо-тяговыми с качалками связями ручки с рулем 5, 6 тангажа и педалей с рулем курса 8, 9 (21, 22) и кнопками управления электропривода переключения, по крайней мере, части фрагментов на взлетный, полетный или посадочный угол атаки или электропривода переключения нижнего, по крайней мере, комплекта фрагментов в положение экранирования подъемной силы посредством перемещения телескопических вставок фрагментов в противоположном направлении одновременно.

Способ создания подъемной силы аэролета с поршневым или реактивным двигателем, по которому преобразуют энергию топлива в работу двигателя и в перемещение аппарата с взаимодействием несущих поверхностей с воздушной средой, для чего обеспечивают начало взаимодействия создаваемого двигателем воздушного потока с фрагментами крыла независимо от горизонтального перемещения аэролета посредством последовательного взаимодействия воздушного потока от винта с расположенными в этом потоке фрагментами у поршневых аэролетов, а у реактивных обеспечивают обтекание одного, по крайней мере, фрагмента крыла отобранным от двигателя воздухом с эжектированием его после каждой задней кромки фрагментов или последнего фрагмента крыла в сопло реактивного двигателя с разделением реактивной струи в реверсе для вертикального перемещения на центральный поток прямой тяги и два боковых, в сумме равных центральному и противоположно ему направленных и расположенных параллельно земной поверхности, а скорость поршневого аэролета ограничивают на взлете или уменьшают на посадке, включив аэродинамические рули курса или тангажа в положение торможения.

Способ работы реверса тяги аэролета с реактивной силовой установкой, одной, по крайней мере, содержащий разблокировку створок для перекладки и их блокировку после перекладки, разделение газового потока двигателя на две части и взаимодействие их с решетками реверса для торможения, по крайней мере, или на три потока для зависания посредством взаимодействия двух из них с лопатками решеток и изменения направления каждой из них, блокировку включения реверса с отбором воздуха от двигателя на обдув несущих поверхностей с эжектированием его в сопло двигателя после обдува, а для экстренного прекращения полета при возникновении нештатной ситуации или завершения штатного полета включают реверс тяги в режим торможения одновременно с отбором воздуха от двигателя на обдув одного, по крайней мере, комплекта фрагментов крыла или комбинируют обдув отобранным от двигателя воздухом наиболее удаленного от входа воздухозаборника двигателя одного, по крайней мере, фрагмента крыла одного, по крайней мере, комплекта фрагментов с обдувом остальных фрагментов комплекта, одного, по крайней мере, воздушным потоком входящего в двигатель воздуха и при этом синхронно изменяют режим торможения работы реверса на режим зависания посредством перекладки створок реверса в положение разделения газового потока его на три потока.

Аэролет, состоящий из винтомоторного блока на переднем конце фюзеляжа, имеющего кабину, пассажирский салон или грузовой отсек, топливной системы и шасси, имеет на приборной доске экран монитора бортового компьютера, процессор которого в приборном отсеке обеспечивает контроль работы двигателей, систем и агрегатов его с автоматическим включением на экран параметров с появившейся неисправностью и заключением о степени опасности ее и возможности полета.

Аэролет, содержащий систему управления и шасси, имеет силовую установку, фюзеляж, фрагмент или комплект их выполнены с возможностью работы на сжатом природном газе, для чего силовая установка, топливная система адаптирована или модернизирована на сжатый природный газ, фюзеляж 2 снабжен герметичным отсеком для установки емкости природного газа или полость фрагмента крыла или комплекта фрагментов, преимущественно нижнего, выполнена с емкостью для зарядки сжатым природным газом и аппаратурой редуцирования его для сжигания в силовой установке.

Топливная система его может быть снабжена испарителем воды с последующей дозировкой водяного пара на облучение лазерным излучением в камере облучения с получением заряда водорода и кислорода в стехиометрическом составе углеводородной топливной смеси в цилиндрах поршневого двигателя или необходимого для устойчивого горения смеси водорода и кислорода в камере сгорания реактивной силовой установки.

Все перечисленные в заявке варианты аэролетов не исчерпывают возможности варьирования их. И каждый из перечисленных и возможных вариантов характеризуется одним изобретательским замыслом, что подтверждается наличием основных признаков в общей совокупности каждого из упомянутых вариантов.

Все они имеют вентиляторно-фрагментную несущую аэродинамическую систему, продольно расположенную на фюзеляже с устройством создания воздушного или газового потока (вентиляторами, например) на переднем конце фюзеляжа, обдувающего расположенные за ним фрагменты крыла и эжектируемого за последним фрагментом в конце фюзеляжа.

Именно эти признаки обеспечивают основной технический результат: возможность создания подъемной силы в вертикальном перемещении или в горизонтальной неподвижности с точки касания на стоянке, не связанной с традиционной самолетной инфраструктурой.

Из формулы и описания очевидно, что системы, узлы и агрегаты, входящие в один из вариантов, по крайней мере, обеспечивают не только технический результат общей совокупности признаков этого варианта. Каждый из них вносит выполнением своей функции определенную долю общего технического результата. А общая совокупность любого из упомянутых вариантов, кроме описанной возможности раздельного вертикального и горизонтального перемещения и переключения одного из них на другой по выбору пилота (экипажа), еще и способность самостабилизации аэролета по крену: при любом случайном крене вес его и подъемная сила, расположенные в одной вертикальной плоскости, создают самовосстанавливающий момент, приводящий аэролет в устойчивое первоначальное положение.

ПРОМЫШЛЕННАЯ ПРИМЕНИМОСТЬ

Промышленная применимость заявленных решений определяется и основами теоретической аэродинамики - законами создания подъемной силы и обращения движения, и нормами, правилами и опытом многолетнего прикладного использования их. И не только в авиастроении.

Конструкция узлов аэролета, технология изготовления их, технологическая база, производственные площади, стенды, лаборатории и оборудование для экспериментальных проверок расчетов математического моделирования, прочая инфраструктура, инженерные и трудовые ресурсы, федеральные правила авиаперевозок обеспечивают и требуют немедленного внедрения, как и ИКАО и другие международные законы и правила обеспечения безопасности полетов. А вопиют о немедленной замене самолетов аэролетами тысячи родственников последних 228 жертв Аирбаса, как и десятков тысяч родственников предыдущих самолетных катастроф, сотни миллионов долларов затрат на исследование этих катастроф и компенсации ущерба от них.