Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки с силовой установкой, выполненной по электрической, топливной или гибридной схеме, состоит из корпуса, внутри которого размещен двигатель с двумя основными несущими винтами-пропеллерами, вращающимися в противоположных друг другу направлениях, более трех вспомогательных двигателей с пропеллерами, установленными по внешнему периметру корпуса. Для создания дополнительной подъемной силы одновременно с задачей компенсации крена, тангажа и сноса вспомогательные пропеллеры используются для обдува аэродинамического крыла, установленного на верхней плоскости корпуса, или верхней поверхности корпуса и одновременного нагнетания воздуха к основным несущим пропеллерам. Обеспечивается повышение аэродинамической эффективности, снижение энергетических затрат. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 8 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки (далее УАП) относится к дистанционно-пилотируемым (беспилотным) летательным аппаратам (БЛА) вертикального взлета и посадки и обеспечивает подъем полезной нагрузки, длительное нахождение в заданной точке пространства, как по высоте, так и ориентации по направлению, используя наземные и бортовые средства управления и стабилизации полета. Устройство может быть использовано для быстрого высотного подъема и продолжительного нахождения в заданной точке воздушного пространства, например, антенных систем комплексов радиоэлектронного мониторинга объектов наземного базирования с целью расширения зоны обзора.

Технический результат предлагаемого решения УАП заключается в повышении аэродинамической эффективности полета (нахождении в воздухе) и, как следствие, снижении энергетических затрат на его обеспечение за счет технических и конструктивных решений, позволяющих одновременно с использованием дополнительных элементов стабилизации полета, использовать возникающую при их работе подъемную силу на аэродинамическом крыле или корпусе устройства.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ И АНАЛОГИ

Для обеспечения длительного наблюдения удаленных наземных объектов широко используются механические устройства подъема информационных датчиков средств и комплексов радиоэлектронного мониторинга (радио, видео, тепловые и т.п.). Однако высота механических подъемных устройств ограничена высотой порядка двух-трех десятков метров, которая в большинстве задач не обеспечивает обнаружение объектов на заданную глубину мониторинга.

Практическое решение проблемы высотного размещение средств наблюдения за наземными объектами можно было бы решить, используя БЛА мультикоптерного типа.

Однако, мультикоптеры с автономным бортовым питанием (патенты US 10315528 B1, заявка US 2020/0278700 A1) сталкиваются с проблемой достаточно ограниченного времени их полета (нахождения в воздухе), заключающейся в вынужденном компромиссе между массой аккумуляторов или топлива, которые они могут нести для обеспечения питания своих двигателей, количеством полезной нагрузки, которую они должны нести, и общим временем полета. В большинстве реализаций время нахождения в воздухе мультикоптеров с автономным бортовым питанием не превышает полутора-двух часов и не удовлетворяет задачам длительного радиоэлектронного мониторинга объектов наземного базирования.

Патенты RU 2428355 C1, US 10399704 B2, US 10696395 B2, US 2017/0144754 A1, US 2018/0118374 A1 используют классическую и широко используемую конструкцию аэроподъемных устройств – мультикоптеры с электропитанием по силовому кабелю от наземной станции обеспечения, так называемые привязные БЛА. Главным недостатком привязных БЛА остается недопустимо большое потребление электроэнергии для удержания устройства и полезной нагрузки в воздухе и значительный вес силового кабеля. Таким образом, вариантом решения проблемы является увеличение эффективности самого полета БЛА, за счет изменения конструкции, обеспечивающей увеличение подъемной силы устройства, учитывающей отсутствии у УАП необходимости в горизонтальном полете.

Устройства по патентам RU 2664851, RU 2061627, RU 2151717, RU 2548294, RU 2458882, AU 2010269972 B2, заявкам WO 2010/050839Al, WO 2020/107093A1, WO 2011/041991 A2, WO 2011/004187 A2, полезной модели RU 86560 U1 используют известный способ увеличения подъемной силы за счет эффекта Коанды [Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая российская энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев, 1994, Коандэ Анри - стр.276, Струйное течение – стр.545], но имеют один общий недостаток, снижающий эффективность его использования. Первоначально, для обтекания аэродинамических поверхностей, конструкция данных устройств обеспечивает изменение потока воздуха с вертикального направления на горизонтальное направление. Известно, что изгиб линий воздушного потока вызывает градиент давления направленный в противоположную сторону от центра (например, в торнадо) и это, в данном случае, вызывает возникновение силы, противодействующей подъёму (H. Babinsky, How do wings work? Physics Education 38(6) pp. 497-50, электронный ресурс http://www3.eng.cam.ac.uk/outreach/Project-resources/Wind-turbine/howwingswork.pdf, дата обращения 14.12.2020)http://www.vniir-progress.ru/production/navi/malogabaritnaya-adaptivnaya-antennaya-reshetka-serii-kometa/. Как результат, эффективность данных устройств ниже, чем у чисто винтокрылых машин, что очевидно подтверждается наличием экспериментальных образцов летательных аппаратов данного типа и их отсутствием на рынке эксплуатируемых беспилотных устройств.

Близким по способу увеличения подъемной силы к предлагаемому устройству является способ по патенту RU 2726217 C1. Способ предусматривает закрепление на БЛА аэродинамического экрана (крыла) с отверстиями для вращающихся воздушных винтов в плоскости параллельной плоскости их вращения. Во время вращения воздушных винтов над поверхностью аэродинамического крыла создаются воздушные потоки, направленные к оси вращения воздушных винтов, которые создают область пониженного воздушного давления над верхней поверхностью крыла, за счет чего обеспечивается создание дополнительной подъемной силы устройства. Недостатком данного способа является то, что область пониженного давления создается только за счет воздушных винтов вращающихся в плоскости параллельной плоскости поверхности крыла. Таким образом, эффективность полета обеспечивается не в полной мере.

Близким по компоновке основного и вспомогательных пропеллеров к предлагаемому устройству является беспилотный летательный аппарат по патенту US20200385117. Рассматриваемая система обеспечивает полет с большой нагрузкой из-за использования импеллера, установленного внутри корпуса устройства, и вспомогательных пропеллеров, установленных по периметру корпуса. Силовая установка выполнена по гибридной схеме. Конструкция устройства не предусматривает наличие аэродинамических поверхностей, обеспечивающих дополнительную подъемную силу и стабилизацию полета - нахождения УАП в заданной точке воздушного пространства. Таким образом, рассматриваемое устройство (патент US20200385117) не сочетает в себе все преимущества винтокрылых машин и летательных аппаратов, использующих возникновение дополнительной подъемной силы при обтекании крыла или аэродинамической поверхности корпуса потоками воздуха. Например, этот эффект используется на самолете АН-74 (Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая российская энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев, 1994, Ан 72 - стр. 57, Энергетическая механизация крыла - стр. 673, Электронный ресурс https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD-74, дата обращения 03.03.2021).

Наиболее близким к предлагаемому устройству является «Беспилотный летательный аппарат вертикального взлёта и посадки» по патенту RU 197835 U1. Конструкция и компоновка основных и вспомогательных пропеллеров (импеллеров) аналогична устройству, рассмотренному выше (патент US2020038511), за исключением добавления у входа в вертикальный канал основного подъемного импеллера профилированного кольца, формирующего сплошной настилающий воздушный поток на верхней выпуклой поверхности дискообразного корпуса устройства. Таким образом, в устройстве реализуется использование эффекта Коанды, возникающего при обтекании воздушным потоком выпуклых поверхностей, для увеличения подъемной силы.

Однако конструкция данного устройства сохраняет описанный выше недостаток при использовании эффекта Коанды (патенты RU 2664851, RU 2061627, RU 2151717, RU 2548294, RU 2458882, AU 2010269972 B2, заявки WO 2010/050839Al, WO 2020/107093A1, WO 2011/041991 A2, WO 2011/004187 A2) - изменение потока воздуха с вертикального направления на горизонтальное направление. Недостатком конструкции является также низкая скорость обтекания воздушным потоком поверхности корпуса и, как следствие, незначительное увеличением подъемной силы.

Рассматриваемая система выбрана в качестве прототипа. Для устранения отмеченных недостатков предлагается устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки, содержащее корпус, с встроенным основным несущим винтом - импеллером, и дополнительными конструктивными элементами обдува корпуса или аэродинамического крыла, установленными вертикально по внешнему периметру корпуса. Тем самым устраняется недостаток прототипа - изменение потока воздуха, для обдува аэродинамических поверхностей, с вертикального направления на горизонтальное направление. Принудительный обдув выпуклого корпуса или аэродинамического крыла также увеличивает скорость воздушного потока, обтекающего крыло, а подъемная сила крыла, как известно, пропорциональна квадрату скорости [Стариков Ю.Н., Коврижных Е.Н. Основы аэродинамики летательного аппарата. Учебное пособие. Рекомендовано редакционно-издательским советом УВАУ ГА, Ульяновск, 2004. 152 с.]. Поэтому создаваемая дополнительная подъемная сила у предлагаемого устройства значительно превосходит дополнительную подъемную силу прототипа. Соответственно, повышается эффективность полета и, как следствие, сокращается расход энергии на его осуществление.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО РЕШЕНИЯ

Техническим результатом предлагаемого изобретения «Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки» является:

- улучшение летных характеристик устройства при вертикальном взлете и зависании, в том числе с полезной нагрузкой, за счет изменений в конструкции элементов стабилизации полета и добавления одного или нескольких аэродинамических крыльев, позволяющих одновременно со стабилизацией полета получать дополнительную подъемную силу при обдуве их поверхностей и/или обдуве аэродинамической поверхности непосредственно корпуса устройства;

- повышение уровня безопасности использования устройства, снижение рисков нанесения ущерба третьим лицам, персоналу и оборудованию наземных средств поддержки полета. Это достигается тем, что предлагаемое УАП в аварийной ситуации – например, при отключении двигателей из-за отсутствия топлива или подачи электропитания с наземной станции обеспечении - может осуществить посадку за счет авторотации основного несущего винта и вспомогательных пропеллеров (элементов стабилизации полета), обеспечивающих в этом случаи управляемый спуск устройства.

Указанный технический результат достигается тем, что УАП содержит корпус, внутри которого размещен двигатель с основным несущим импеллером, выполненный по двухвинтовой соосной схеме. Пропеллеры, защищенные кольцевым кожухом, увеличивают эффективность винтов и делают более безопасным эксплуатацию устройства, а вспомогательные пропеллеры, обеспечивающие в прототипе управление и стабилизацию полета, устанавливаются вертикально и нагнетают воздушный поток, обтекающий аэродинамическое крыло или выпуклую поверхность корпуса устройства, за счет чего возникает дополнительная подъемная сила. Крен, тангаж и снос УАП компенсируются скоростью и углом обдува, изменением формы или угла наклона (атаки) крыла. При этом, одновременно с обдувом аэродинамических поверхностей, воздух от внешнего периметра устройства нагнетается к несущим винтам импеллера, дополнительно повышая эффективность их работы.

Полезная нагрузка может быть либо равномерно распределена внутри корпуса, либо может крепиться снаружи корпуса на жестких креплениях, не допускающих измерения положения (ориентации) полезной нагрузки в пространстве, или гибких тросах, если необходимости в соблюдении ориентированности полезной нагрузки нет.

Сущность данного изобретения заключается также в том, что конструкция УАП предусматривает при отключении работы двигателя основных несущих винтов импеллера возможность изменения положения вспомогательных пропеллеров вместе с обдуваемыми ими крыльями таким образом, что обеспечивается раскручивание как несущих винтов, так и вспомогательных пропеллеров. Кроме этого, вспомогательные пропеллеры, интегрированные со своими аэродинамическими крыльями, обеспечивают управление спуском за счет изменения положения, угла атаки и изменения угла наклона вспомогательных пропеллеров относительно самого аэродинамического крыла. Таким образом, используя маломощный аварийный источник питания (аккумуляторную батарею), можно осуществить управляемый спуск устройства, снижая риски нанесения ущерба третьим лицам, персоналу и оборудованию защищаемых объектов, персоналу и оборудованию наземных средств поддержки полета.

ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

На фиг.1 изображена упрощенная схема (вид сверху) варианта реализации многоосного УАП роторного типа с круговым неподвижным аэродинамическим крылом.

На фиг. 2 изображена упрощенная схема разреза реализации многоосного УАП роторного типа с круговым неподвижным аэродинамическим крылом.

На фиг. 3 изображен вариант реализации аэродинамических крыльев, состоящих из прямоугольных секций, каждая из которых имеет механизацию, изменяющую подъемную силу секции крыла.

На фиг. 4 изображен условный упрощенный разрез УАП, использующего для создания дополнительной подъемной силы верхнюю плоскость корпуса, выполненную в виде аэродинамической поверхности.

На фиг. 5 изображен продольный разрез УАП, аэродинамическое крыло которого состоит из секций, каждая из которых интегрирована со своим вспомогательным пропеллером и двигателем.

На фиг. 6 изображено УАП в режиме аварийного спуска.

На фиг. 7 изображена конструкция кронштейнов УАП и их возможные конфигурации для обеспечения аварийного спуска.

На фиг. 8 изображено УАП с полезной нагрузкой в положении для транспортировки.

На фиг. 1-8 обозначено:

1 - корпус;

2 - основной подъемный импеллер;

3 - основные несущие винты-пропеллеры;

4 - вспомогательные пропеллеры;

5 - сплошное аэродинамическое крыло;

6 - отдельная секция аэродинамического крыла;

7 - двигатель основных несущих винтов;

8 - двигатель вспомогательных пропеллеров;

9 - система энергоснабжения;

10 - кронштейн удержания силового питающего кабеля;

11 - питающий кабель;

12 - блок управления подзаряда вспомогательного аккумулятора;

13 - механизация секции крыла 6 (закрылки, элероны, рули и пр.);

14 - аэродинамическая поверхность корпуса УАП;

15 - подвижное аэродинамическое крыло, интегрированные с нагнетателем воздушного потока;

16 - нагнетатель воздушного потока (вспомогательный пропеллер с интегрированным двигателем вспомогательного пропеллера);

17 - транспортировочный контейнер;

18 - антенная система;

19 - створки транспортировочного контейнера;

20 - механический подъёмник с взлетно-посадочной платформой;

21 - первый (вертикальный) соосный шарнир;

22 - второй (горизонтальный) соосный шарнир.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки состоит из полого корпуса 1, в центре которого размещен основной подъемный импеллер 2 с одним или двумя несущими винтами–пропеллерами 3; трёх или более вспомогательных пропеллеров 4, установленных по периметру корпуса 1; аэродинамического крыла, сплошного 5 или разделенного на секции 6; аппаратуры управления, силовой установки с двигателем основных несущих винтов 7, двигателей вспомогательных пропеллеров 8; системы энергоснабжения 9 (фиг.1-3), датчиков пространственного положения, средств связи, навигации и передачи информации (условно не показаны); средств крепления полезной нагрузки (различаются в зависимости от требований и собственно полезной нагрузки, условно не показаны).

Основной импеллер 2 выполняет основную подъемную функцию за счет размеров своих несущих винтов 3. Вспомогательные пропеллеры 4, используя аппаратуру управления и датчики пространственного положения, обеспечивают стабилизацию полета по крену, тангажу и сносу. Вспомогательные пропеллеры 4 могут быть выполнены также в виде импеллеров по патенту US 10569856 B2.

Силовая установка может быть выполнена по электрической, топливной или гибридной схеме. В варианте топливной или гибридной схемы в состав устройства входит топливный двигатель, топливный бак и бортовой генератор электропитания с блоком управления. Топливный двигатель осуществляет приведение в действие основных несущих пропеллеров 3 (US20200385117). Вспомогательные пропеллеры приводятся в действие электродвигателями. В варианте реализации по электрической схеме УАП содержит кронштейн 10 удержания силового питающего кабеля 11 (патент RU 2441809 C2), подающего электроэнергию от наземного генератора, и трансформатор с блоком управления подзаряда вспомогательного аккумулятора 12. Во всех вариантах реализации силовой установки используются электродвигатели для приведения в действие вспомогательных пропеллеров. В авариной ситуации, при отключении основного подъемного импеллера, электропитание осуществляется только двигателей вспомогательных пропеллеров 4.

Конкретные реализации использования дополнительной подъемной силы применяемого в устройстве аэродинамического крыла могут значительно отличаться и ниже приводятся только для иллюстрации настоящего изобретения, никоим образом не ограничивая объем возможных реализаций.

На фиг.1 и фиг.2 показан вариант применения круглого неподвижного аэродинамического крыла 5, закрепленного на верхней плоскости корпуса 1 УАП. Вспомогательные пропеллеры 4 со своими двигателями 8 установлены на корпусе 1 по внешнему периметру аэродинамического крыла. Управление стабилизацией полета осуществляется изменением интенсивности обдува крыла 5 вспомогательными пропеллерами 4.

На фиг.3 представлена возможная реализация аэродинамического крыла, разделенного на секции 6, каждая из которых снабжена средствами механизации (закрылки, элероны и пр.) 13, обеспечивающими изменение подъемной силы. Каждая секции 6 аэродинамического крыла обдувается своим вспомогательным пропеллером 4. Управление стабилизацией полета осуществляется как изменением интенсивности обдува поверхностей крыла 6, так и изменением подъемной силы за счет встроенной в секцию механизации 13.

Вариант реализации УАП с использованием обдува выпуклой (аэродинамической) поверхности 14 корпуса 1 устройства представлен на фиг.4.

Вариант реализации УАП с использованием подвижных аэродинамических крыльев 15, интегрированных с нагнетателем воздушного потока 16, представлен на фиг.5. Возможно использование нагнетателей, интегрированных с крылом по варианту предложенному в патенте US 10569856 B2.

В данном варианте исполнения нагнетателей 16 (т.е. вспомогательного пропеллера 4 и его двигателя 8), интегрированных с крылом 15 (фиг.5), устройство имеет возможность при отключении работы двигателя основных несущих пропеллеров осуществить аварийный спуск, как это показано на фиг. 6. Конструкция кронштейнов и их возможные конфигурации для обеспечения аварийного спуска приведены на фиг.7.

На фиг.8 представлен вариант реализации УАП с использованием подвижных аэродинамических крыльев 15, интегрированных с нагнетателем воздушного потока 16, и обеспечивающий возможность их укладывания для транспортировки в закрываемом контейнере 17.

Работа заявляемого устройства (фиг. 8) осуществляется следующим образом. Команда на подъем УАП выдается наземным мобильным или стационарным комплексом мониторинга удаленных наземных объектов. Вид мониторинга определяется поднимаемой полезной нагрузкой. Например, полезной нагрузкой может быть антенная система 18 комплекса мониторинга источников радиоизлучений. После открытия створок 19 транспортировочного контейнера 17, выдвижения с помощью механического подъемника взлетно-посадочной платформы 20 на высоту контейнера 17 , запуска двигателя 7 основных несущих винтов 3 импеллера 2 и раскрытия в рабочее состояние аэродинамических крыльев 15 и запуска двигателей нагнетателей воздушного потока 16, производится взлет и подъем УАП на требуемую высоту.

Автопилот с датчиками положения и навигационным приемником контролирует стабильность зависания УАП в заданной точке пространства по высоте и ориентацию по направлению, подавая соответствующие команды на работу двигателей нагнетателей воздушного потока 16, или средства механизации секций аэродинамического крыла 13 (фиг.3), или положения вспомогательных пропеллеров 4 (фиг.4) и их двигателей 8, или положения аэродинамического крыла 15, интегрированного с нагнетателем воздушного потока 16 (фиг. 5).

При аварийном отключении основного подъемного импеллера 2 устройство переходит в режим аварийной посадки. УАП по варианту фиг.1-4 переводят вспомогательные пропеллеры в горизонтальное положение (фиг.7-а). В устройстве по варианту фиг. 5 подвижное аэродинамическое крыло 15, интегрированные с нагнетателем воздушного потока 16, с использованием первого (вертикального) соосного шарнира 21 разворачиваются на 90 градусов и с использованием второго (горизонтального) соосного шарнира 22 устанавливается оптимальный угол атаки вспомогательного пропеллера 4 для обеспечения его раскрутки набегающим воздушным потоком (фиг.7-б). Возможен вариант предварительной принудительной его раскрутки, как это делается при взлете автожиров.

На фиг.6 показан вариант расположения подвижных аэродинамических крыльев 15 и нагнетателей воздушного потока 16 обеспечивающий работу вспомогательных пропеллеров близкую по аэродинамике к режиму работы несущих винтов в автожирах [Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая российская энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев, 1994, АВТОЖИР - стр. 34].

Показанный на фиг.6-а вариант расположения подвижных аэродинамических крыльев 15 и нагнетателей воздушного потока 16 (вид сбоку), обеспечивает управляемый прямолинейный вертикальный аварийный спуск. Данный вариант может быть использован при наличии электрического питания от наземной станции обеспечения, сбросить который не имеется возможности. На фиг. 6-б показан другой вариант расположения подвижных аэродинамических крыльев 15 и нагнетателей воздушного потока 16 обеспечивающий аварийный спуск УАП, при котором устройство начинает раскручиваться как падающие семена клена – раскручиваясь, они создают маленький торнадо, который не дает им подолгу упасть. Этот способ аварийного спуска с раскручиванием корпуса устройства может быть применен к УАП с силовой установкой, выполненной по топливной или гибридной схеме, т.е. к устройству, не имеющему привязи или имеющему специальное приспособление для её безопасного сбрасывания, например парашют.

Реализация изобретения может быть использована для быстрого подъема полезной нагрузки, в том числе средств радиоэлектронного мониторинга наземных объектов, на требуемую высоту и безопасного продолжительного времени нахождения в заданной точке воздушного пространства.

1. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки с силовой установкой, выполненной по электрической, топливной или гибридной схеме, и состоящее из корпуса, внутри которого размещен двигатель с двумя основными несущими винтами-пропеллерами, вращающимися в противоположных друг другу направлениях, более трех вспомогательных двигателей с пропеллерами, установленными по внешнему периметру корпуса, отличающееся тем, что для создания дополнительной подъемной силы одновременно с задачей компенсации крена, тангажа и сноса вспомогательные пропеллеры используются для обдува аэродинамического крыла, установленного на верхней плоскости корпуса, и одновременного нагнетания воздуха к основным несущим пропеллерам.

2. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое крыло круглой или любой другой формы может состоять из секций, каждая из которых может иметь механизацию, изменяющую подъемную силу секции крыла.

3. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки с силовой установкой, выполненной по электрической, топливной или гибридной схеме, и состоящее из корпуса, внутри которого размещен двигатель с двумя основными несущими винтами-пропеллерами, вращающимися в противоположных друг другу направлениях, более трех вспомогательных двигателей с пропеллерами, установленными по внешнему периметру корпуса, отличающееся тем, что для создания дополнительной подъемной силы используется верхняя плоскость корпуса, выполненная в виде аэродинамической поверхности, а компенсация крена, тангажа и сноса обеспечивается изменением скорости и угла обдува этой поверхности.

4. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки по п.1 или 3, отличающееся тем, что при отключении двигателя основных несущих пропеллеров и двигателей вспомогательных пропеллеров предусмотрена аварийная посадка в режиме авторотации основных несущих пропеллеров и вспомогательных пропеллеров, управляющих спуском.

5. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое крыло может состоять из нескольких секций, каждая из которых интегрирована со своим вспомогательным пропеллером и двигателем и снабжена кронштейном с поперечными и продольными шарнирами, обеспечивающим возможность изменять свое положение относительно корпуса в пределах от - 90° до + 180° в вертикальной плоскости и от 0° до +/- 90° в горизонтальной плоскости, и таким образом при отключении работы всех двигателей обеспечивать возможность управления аварийной посадкой с использованием авторотации, как основных несущих пропеллеров, так и вспомогательных пропеллеров, работающих в режиме, близком по аэродинамике к режиму работы несущих винтов автожира.

6. Устройство аэродинамического подъема полезной нагрузки по п.1, отличающееся тем, что аэродинамическое крыло может состоять из нескольких секций, каждая из которых интегрирована со своим вспомогательным пропеллером и снабжена кронштейном, обеспечивающим компактное укладывание устройства для транспортировки.