Літальний апарат

1. Лета тельный аппарат, включающий опор ное устройство , приводное устройство, привод ной вал, лопастный компрессор с крыльчаткой и статором, не менее, чем один топливный бак, не менее, чем две тяговые трубы с вы ходными воз душными соплами на конце и устройство управ ления, причем летательный аппарат выполнен с возможностью закрепления на транспор тир уе мом гр узе , при во дное устро йство, лопастный компре ссор и топ ли вный бак устано влены на опорном устройстве, приводной ва л соединяе т приводно е устрой ство с крыль ча ткой, тя говы е тр убы выполнены с возможностью расположе ния по обе стороны от транспортируемого груза, создания потоком газа от лопастного компрессо ра подъемной силы и регулирования напра вле ния потока газа, а при водно е устрой ство и крыльчатка выложены с возможностью вра ще н ия с одинако вой ско ро стью, о тли ча ющий ся тем, что он дополнительно содержит компенса тор кр утя ще го момента, о си вра щен ия кры ль чатки, приводного вала и приводного устройства на ходя тся в вер тикальном положении , лопаст ный компрессор снабжен горизонтально распо ложенной всасыва ющей воронкой, а вы ходные воздушные сопла выполнены с возможностью создания вы ходя щим с доз вуко вой скорость ю потоком воздуха результир ующей силы тяги , ле жащей на оси, проходя щей через центр тяжести лета тельного аппара та и гр уза , и расположены над этим цен тром тяжести. *2. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем. что устройство управления выполнено с возможностью управления им пилотом, транспортируемым летательным аппаратом. 3. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что устройством управления является устройство с дистанционным управлением. 4. Летательный аппарат по п 1, отличающийся те м, что приводное устройство представляет со бой дригатель внутреннего сгорания. 5. Лета тельный аппара т по п 4, о тли чающи йся тем, что двигателем внутреннего сгорания являет ся поршневой двигатель. 6 Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что тяговые тр убы и лопастный компрессор выполнены из легких конструкционных материалов. 7. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что он дополнительно содержит первый карданный шарнир и компенсатор отклонения, причем опорное устройство вместе с установленными на нем топливным баком, приводным устройством и лопастным компрессором образуют первый узел, совокупность тяговых труб представляет собой второй узел, а оба узла соединены друг с другом в области лопастного компрессора первым карданным шарниром и компенсатором отклонения ,8. Лета тельный аппарат по п. 1, отли чающийся тем, что он дополнительно включает второй карданный шарнир и карданный вал, состоящий из двух гомокинетических карданных шарниров, причем опорное устройство вместе с установленным на нем топливным баком и приводным устройством образуют первый узел, совокупность тяговых тр уб и лопастный компрессор составляют второй узел, оба узла соединены друг с другом через второй карданный шарнир, установленный в области лопастного компрессора, а приводное устройство соединено с лопастным компрессором с помощью карданного вала 9. Летательный аппарат по п 1 , о тли чающийся тем, что он дополнительно включает шарнир по ворота и наклона, приводное устройство , лопаст ный компрессор и совокупность тяговы х тр уб об, разуют первый узел, а опорное устройство вместе с установленным на нем топливным баком составляют второй узел, причем оба узла соединены через шарнир поворота и наклона 10. Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что компенсатор кр утя щего момента обра зуе тся ра сположенными с перекосом тяго выми тр убами и установленными в области вы ходны х воздушных сопел балансировочными лопастями, причем концы тяговых труб расположены аксиаль но-симметрично по отношению к вертикальной оси, Гіроходящей через центр тяжести, а баланси ровочные лопасти выполнены с возможностью О h СМ ДО СМ 27527 осуществления тонкой регулировки компенсации крутящего момента 11 Лета тельный аппарат по п 1 , о тли чающийся тем, что компенсатором кр утя ще го момента я в ляются два горизонтальных отклоняющих сопла, которые установлены на лопастном компрессоре и снабжены дроссельными клапанами, установ ленными между отклоняющими соплами и лопаст ным компрессором, причем концы тяго вы х тр уб направлены параллельно вниз, два отклоняющих сопла выполнены с возможностью о твода в ни х части потока воздуха и последующе го выталкива ния этой части через них с компенсацией крутяще го момента, создаваемого приводным устройст вом, а дроссе льные клапаны выполнены с воз можностью осуществления тонкой регулировки компенсации крутящего момента. 12 Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что выходные воздушные сопла содержат пе рекрестно расположенные управляющие крылья, а устройство управления содержит привод управ ляющих крыльев 13 Лета тельный аппарат по п 1 , о тли чающийся тем, что он дополнительно содержит третьи кар данные шарниры, причем вы хо дные воздушные сопла соединены с тяговыми тр убами через тре тьи карданные шарниры 14 Летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что он дополни тельно осна щен а варийной спасательной системой с одним или несколькими парашютами. 15 Летательный аппарат по п 14, отличающийся тем, -что аварийная спасательная система снабже на патронами расширения 16. Летательный аппарат по п 14, отличающийся тем, что аварийная спасательная система оснащена несколькими вытяжными механизмами, вы полненными с возможностью обеспечения быстрого извлечения и раскрытия парашюта 17 Летательный аппарат по п. 14, отличающийся тем, что он дополнительно содержит амортизатор. 18 Лета тельный аппарат по п 5 , о тли чающийся тем, что на всасы вающей воронке лопастно го компрессора установлено кольцевое устройство ' водяного охлаждения поршневого двигателя. 19. Летательный аппарат по п 18, отличающийся тем, что кольцевое устройство водяного охлаждения снабжено кольцевым воздуховодом 20 Лета тельный аппарат по п 5 , о тли чающий ся тем, что на концах тяговых труб установлены элементы водяного охлаждения поршневого двигателя 21. Лета тельный аппарат по п 5 , о тли чающийся тем, что дополните льно содержи т плоское уст ройство охлаждения поршневого двигателя и рас положенный под приводным устройством и приво димый в действие приводным валом охлаждаю щий ротор. 22. Лета тельный аппар а т по п 5 , о тлича ющи й ся тем, что он дополнительно содержит байпасную систему турбонаддува поршнево го дви гате ля, расположенную Ъод статорным кольцом ло пастно го компрессора и непо средственно сое диненную с всасывающими каналами поршнево го дви гателя 23. Летательный аппарат по п 1, отличающийся тем, что приводной вал снабжен соединительным фланцем с ободом в виде ременного шкива и сое динительными спицами, который выполнен с воз можностью обеспечения ручного запуска привод ного устройства с помощью наматываемого на ре менный шкив троса, причем соединительные спи цы соединительного фланца выполнены в, виде лопастей. Изобретение относится к .летательным an- t паратам, в частности, к лета тельным аппаратам, закрепляемым к грузу и предназначенным для ав- ' тономно го по дъема и п ереме щения гр уза . При этом гр узом може т я вля ть ся чело век и ли уст- , ройство, управляемое дистанционным образом. Из патента США № 3023980 (опубл 6 марта 1962 г,) известен летательный аппарат такого типа, который крепится на спине пилота и включает опорное устройство, приводное устройство, приводной вал, лопастный компрессор со статором и крыльчаткой, топливный бак, две тяговые трубы с выходными воздушными соплами на конце и устройство управления, причем приводное устройство, лопастный компрессор и топливный бак установлены на опорном устройстве, которое выполнено с возможностью закрепления на транспортируемом грузе, приводной вал соединяет приводное устройство с крыльчаткой, тяговые трубы выполнены с возможностью расположения по обе стороны от транспортируемого груза, создания потоком газа от лопастного компрессора подъемной силы и регулирования направления потока газа, а приводное устройство и крыльчатка выполнены с возможностью вращения с одинаковой скоростью. При этом приводным устройством этого летательного аппарата является турбореактивный .или газотурбинный двигатель, который с помощью прямо присоединенного горизонтального вращающегося с такой же скоростью приводного вала вращает аксиальный компрессор, который всасывает воздух из окружающей среды и подает его в газовую турбину Через две тр убы, которые ведут от газовой турбины к выходным соплам, расположенным сбоку рядом с пилотом, выталкивается образованная струя горячего газа с выходной температурой около 700"С, и таким образом создается необходимая подъемная сила Недостатком описанного летательного аппарата является то, что выходящие из двигателя выхлопные газы имеют очень высокие скорость и температур у Высокая скорость, которая может быть сверхзвуковой, представляет опасность оглушения пилота, а народу с высокой температурой представляет опасность для пилота и для окружающей среды из-за возможности возникновения пожара. Следующим недостатком этого устройства является неустойчивое положение летателвного аппарата с грузом в воздухе, обусловленное неоп 27527 ределенностъю взаимного положения точки приложения результирующей подъемной силы и центра тяжести системы летательный аппарат - груз Как известно, для устойчивости такой системы необходимо, чтобы точка приложения результирующей подъемной силы находилась выше центра тяжести системы Еще одним недостатком известного устройства является высокая чувствительность к условиям посадки и взлета вследствие снижения тяги у земли за счет рециркуляции выхлопных газов и попадания в двигатель посторонних предметов Кроме того, высокая температура этих вы хлопных газов ограничивает выбор конструктивных материалов узлов, контактирующи х с горячими выхлопными газами, что приводит к большой массе устройства, к большому расходу топлива и, соответственно, к малой продолжительности полета. В основу данного изобретения поставлена задача усовершенствования известного летательного аппарата с тем, чтобы путем изменения взаимного расположения его элементов и введения новых элементов обеспечить снижение температуры выхлопных газов до безопасного уровня, снижение массы устройства за счет применения легких конструкционных материалов, повышение устойчивости летательного аппарата с грузом в воздухе и увеличение продолжительности пребывания в воздухе Поставленная задача решается тем, что в летательном аппарате, включающем опорное устройство, приводное устройство, приводной вал, лопастный компрессор с крыльчаткой и статором, не менее чем один топливный бак и две тяговые трубы с вы ходными воздушными соплами на конце, устройство управления, причем летательный аппарат выполнен с возможностью закрепления на транспортируемом грузе, приводное устройство, лопастный компрессор и топливный бак установлены на опорном устройстве , приводной вал соединяет приводное устройство с крыльчаткой, тяговые трубы выполнены с возможностью расположения по обе стороны от транспортируемого груза, создания потоком газа от лопастного компрессора подъемной силы и регулирования направления потока газа, а приводное устройство и крыльчатка выполнены с возможностью вращения с одинаковой скоростью, используется новое взаимное расположение элементов, а именно, оси вращения крыльчатки,'приводного вала и приводного устройства находятся в вертикальном положении, выходные воздушные сопла выполнены с возможностью создания выходящим с дозвуковой скоростью потоком воздуха результирующей силы тяги, лежащей на оси, проходящей через центр тяжести летательного аппарата и груза, и расположены над этим центром тяжести. Кроме того, в известный летательный аппарат вводятся новые элементы, а именно компенсатор крутящего момента и горизонтально расположенная всасывающая воронка, которой снабжен лопастный компрессор Существенными отличиями данного изобретения являются вертикальное расположение осей вращения крыльчатки, приводного вала и приводного устройства, расположение выходных воздуш ных сопел над центром тяжести летательного аппарата и груза с возможностью создания выходящим с дозвуковой скоростью воздушного потока результирующей силой тяги, лежащей на оси, проходящей через этот центр тяжести, а также наличие компенсатора крутящего момента и горизонтально расположенной всасывающей воронки. Вертикальное расположение осей вращения крыльчатки, приводного вала и приводного устройства позволяет обеспечить всасывание воздуха в вертикальном направлении, что упрощае т создание подъемной силы и, в связи с этим, позволяет не использовать выхлопные газы приводного устройства для создания основной подъемной силы Таким образом обеспечивается снижение температуры газа, вы ходящего из сопел, что повышает пожарную безопасность устройства и обеспечивает возможность применения легких конструкционных материалов, которые не должны удовле творять жестким требования к жаропрочности Это, в свою очередь приводит к снижению массы устройства и расхода топлива и, соответственно, к увеличению продолжительности полета. За счет применения всасывающей воронки обеспечивается создание подъемной силы воздухом, вы ходящим с меньшей скоростью, которая может быть меньше скорости звука, что существенно снижает уровень шума и уменьшает возможность травмирования пилота Расп оложени е вы ходны х воз душн ы х сопел над центром тяжести системы лета тельный аппарат-гр уз с возможность ю создания рез уль тир ующей силы тя ги , лежащей на оси, про ходя щей через это т цен тр тяжести, обеспечи вает устой чи вое положение системы как в процессе поднятия с земли, так и в воздухе при полете и зависании. Создание подъемной силы, в основном, за счет компрессора существенно снижает влияние рециркуляции выхлопных газов приводного устройства на тягу летательного аппарата, что улучшает условия его взлета и посадки. Одним из существенных признаков летательного аппарата в соответствии с данным изобретением является возможность управления им или пилотом, или устройством с дистанционным управлением В первом случае гр узом является пилот, возможно, с грузом, во втором случае летательный аппарат, управляемый дистанционным образом, транспортирует гр уз Таким образом, появляется возможность быстрого достижения человеком труднодоступных местностей, например, при пожарах, возможность проведения работ при отсутствии опасности возгорания пилота, возможность длительного безопасного пребывания пилота с грузом в полете, транспортировки груза в местах, недоступных для подъемных кранов, ведения наблюдения и контроль за местностью с обеспечением повышенной устойчивости лета тельного аппарата в воздухе. Дальнейшим усовершенствованием летательного аппарата в соответствии с данным изобретением является введение такого существенного признака, как использование в качестве приводного устройства дви гателя вн утреннего сгорания. Это обеспечивает высокий КПД и простоту обслуживания летательного аппарата. 27527 Следующим усовершенство ванием летательного аппарата в соответствии с данным изобретением является введение существенного признака, состоящего в использовании в качестве двигателя внутреннего сгорания поршневого двигателя, что обеспечивает простоту и надежность в управлении приводным устройством, низкую стоимость устройства и его эксплуатации, а также возможность использования обычного горючего, например, бензина Еще одним дальнейшим усовершенствованием летательного аппарата в соответствии с данным изобретением являются введение описанных ниже трех альтернативных существенных признаков, техническим результатом которого является упрощение управления летательным аппаратом и стабилизации равновесия путем регулируемого отклонения узлов, содержащих тяговые тр убы и шарнирно соединенных с неподвижными узлами, приводящего к изменению направления движения потоков газов, выходящих из тяговых труб, а именно а) введение первого карданного шарнира и компенсатора отклонения, причем опорное уст ройство вместе с установленными на нем топлив ным баком, приводным устройством и лопастным компрессором образуют первый узел, совок уп ность тя го вы х тр уб предста вляе т собой второй узел, а оба узла соединены друг с другом в облас ти лопастно го компрессора первым карданным шарниром и компенсатором отклонения, создаю щим уплотнение между движущимися друг относи тельно др уга узлами и распре деляющим поток воздуха, б) введение второго карданного шарнира и карданного вала, состоящего из двух гомокинетических карданных шарниров, причем опорное уст ройство вместе с установленным на нем топлив ным баком и приводным устройством образ уют первый узел, совокупность тяговых труб и лопаст ный компрессор составляют второй узел, оба узла соединены друг с другом через второй карданный шарнир, установленный в области лопастного компрессора, а приводное устройство соединено с лопастным компрессором с помощью карданного вала, в) введение шарнира поворота и наклона, причем приводное устройство , лопастный комп рессор и совокупность тяговых труб образуют пер вый узел, опорное устройство вместе с установ ленным на нем топливным баком составляют вто рой узел, а оба узла соединены через шарнир по ворота и наклона Дополнительный технический результат, обусловленный этим существенным признаком, состоит в упро щении передвижения пилота с летательным аппаратом по земле за счет возможности изменения положения центра тя жести летательного аппарата путем перемещения существенной по массе части летательного аппа рата Следующим усовершенствованием летательного аппарата в соответствии с данным изобретением является то, что компенсатор крутящего момента образуется расположенными с перекосом тяговыми трубами и установленными в области выходных воздушных сопел балансировочными лопастями, причем концы тяговы х тр уб располо жены аксиально-симметрично по отношению к вертикальной оси, проходящей через центр тяжести а балансировочные лопасти выполнены с возможностью осуществления тонкой регулировки компенсации крутящего мо.иента Это обеспечивает простоту регулировки компенсации крутящего момента вращающихся деталей и узлов устройства за счет отклонения воздушного потока, выходящего из разных тяговых труб, в разных направлениях с созданием противоположного крутящего момента Альтернативным предыдущему усовершенствованием данного изобретения является выполнение компенсатора крутящего момента в виде двух горизонтальных отклоняющих сопел, которые установлены на лопастном компрессоре и снабжены дроссельными клапанами, установленными между отклоняющими соплами и лопастным компрессором, причем концы тяговых труб направлены параллельно вниз, два отклоняющих сопла выполнены с возможностью отвода в них части потока воздуха и после дующе го вы талкивания этой части через них с компенсацией крутя щего момента, создаваемого приводным устройством, а дроссельные клапаны выполнены с возможностью осуществления тонкой регулировки компенсации крутящего момента Это также обеспечивает простоту выравнивания крутящею момента и стабилизацию положения летательного аппарата Еще одним усовершенствованием данного изобретения является введение существенного признака, состоящего в том, что вы ходные воздушные сопла содержат перекрестно расположенные управляющие крылья, а устройство управления содержит привод управляющих крыльев Это позволяет путем регулировки направления выходящего из тяговых труб воздушного потока обеспечить простоту компенсации крутящего момента, управления полетом и стабилизации летательного аппарата Альтернативное предыдущему усовершенствование летательного аппарата в соответствии с данным изобретением определяется существенным признаком, состоящим в дополнительном введении третьих карданных шарниров, которыми выходные воздушные сопла соединены с тяго выми тр убами Это также позволяет простым образом управлять полетом устройства, осуществлять стабилизации при зависаяии и компенсировать крутящий момент Существенным усовершенствованием известного летательного аппарата является оснащение летательного аппарата в соответствии с данным изобретением аварийной спасательной сисіемои с одним или несколькими парашютами Это повышает безопасность полета и приземления без повреждения как человека, так и аппарата в аварийных ситуациях Дополнительным к предыдущему усовершенствованием данного изобретения является то, что аварийная спасательная система снабжена патронами расширения Это обеспечивает ускоренное раскрытие парашютов аварийной спасательной системы в экстренных ситуациях Дополнительным к двум предыдущим усовершенствованием данного изобретения является оснащение аварийной спасательной системы нес 27527 колькими вытяжными механизмами, выполненными с возможностью обеспечения быстрого извлечения и раскрытия парашюта Это обеспечивает вытягивание парашюта до полного растягивания его строп. Существенным усовершенствованием данного изобретения является и то, что летательный аппарат в соответствии с данным изобретением дополнительно содержит амортизатор. Это позволяет поглощать силу удара при падении или приземлении и обезопасить от возможных повреждений аппарат, а пилота - от травм. Дальнейшим усовершенствованием летательного аппарата в соответствии с данным изобретением является новое расположение системы водяного охлаждения поршневого двигателя приводного устройства, представленное ниже тремя вариантами выполнения и обеспечивающее повьк шение эффективности охлаждения за счет обдува частью потока воздуха, создающего подъемную силу (первый и второй варианты) или специально создаваемым потоком воздуха (третий вариант), а именно: а) кольцевое устройство водяного охлажде ния поршнево го дви га теля, устана вливаемое на всасы вающей воронке лопастного компрессора, которое предполагает дальнейшее усовершенст вование, состоящее в оснащении кольцевого уст ройства кольцевым воздуховодом, обеспечиваю щим повышение эффективности обдува устройст ва охлаждения; б) элементы водяного охлаждения поршне вого двига теля, размещаемые на концах тяговы х труб с подачей части воздуха из основного потока по направляющим каналам воздуха на тр убах; в) плоское устройство о хлаждения поршне вого двигателя с охлаждающим ротором, располо женным под приводным устройством и приводи мым в действие приводным валом. Следующим усовершенствованием данного изобретения является введение байпасной системы турбонаддува поршневого двигателя, расположенной под статорным кольцом лопастного компрессора и непосредственно соединенной с всасывающими каналами поршневого двигателя. Таким образом увеличивается мощность поршневого двигателя, что приводит к повышению эффективности аппарата и, в частности, к повышению его грузоподъемности И, наконец, последним усовершенствованием данного изобретения является то, что приводной вал снабжен соединительным фланцем с ободом в виде ременного шкива и соединительными спицами, который выполнен с возможностью обеспечения ручного запуска приводного устройства с помощью наматываемого на ременный шкив троса, причем соединительные спицы соединительного фланца выполнены в виде лопастей При этом создается воздушный поток, дополнительно охлаждающий двигатель приводного устройства, и обеспечивается ручной запуск двигателя. На приведенных чертежах представлены варианты выполнения летательного аппарата в соответствии сданным изобретением, а именнона фиг. 1,2- вид сбоку и спереди с частичным разрезом летательного аппарата, закрепленного на спине пилота; на фиг. 3 - вид спереди летательного аппарата, показанного на фиг. 1,2; на фиг 4 и 5 - лета тельный аппарат с кольцевым устройством водяного охлаждения, установленным на всасывающей воронке компрессора, на фиг. 6 - летательный аппарат, оснащенный охлаждающим ротором, вращаемым приводным валом, и плоским устройством водяного охлаждения; на фиг. 7 - лета тельный аппарат с элементами, водяного о хлаждения, расположенными на концах тяговых труб, а также с устройством управления, которое управляется дистанционным образом, на фиг. 8 - ле тательный аппарат с байпасной системой; на фиг 9 - соединительный фланец в виде пускового ременного шкива; на фиг 10 - вид ле та тельно го аппара та сверху; на фиг. 11 - устройство карданного механизма; на фиг. 12 - схематически вид свер ху части летательного аппарата, представленного на фиг. 1, 2, 3 и 10, с одним из вариантов компенсатора крутящего момента; на фи г. 13,14 ,15и16 - вид сбок у часте й летательного аппарата в различных вариантах исполнения; на фиг. 17 - 20 - схематиче ски показан принцип действия аварийной системы спасения. На фиг 1 показан летательный аппарат 1, установленный на спине пилота и включающий опорное устройство 2, на котором установлены рама 3 и топливный бак 4, выполненный в виде корсета для пилота На раме 3 крепятся приводное устройство 5 и лопастный компрессор 6, к которому присоединены тяговые трубы 7 с правым 8 и левым 9 выходными воздушными соплами. К тяговым тр убам 7 прикреплено устройство управления в виде консолей 10 с ор ганами управления. Сте:»ки топливного бака 4 выполнены с возможностью устранения колебаний топлива внутри него за счет применения демпфирующи х ребер или пеноматериала. Лопастный компрессор б содержит всасывающую воронк у 11, ста тор 12, крыльчатк у 13 и вал 14 крыльчатки 13, жестко соединенный с втулкой 15 крыльчатки 13. Вал 14 через приводной вал 16 связан с коленчатым валом 17 приводного устройства 5. К раме 3 жестко прикреплен соединительный шпангоут 18, к которому дополнительно крепится приводное устройство 5 и который обеспечивает жесткость конструкции и исключает кручение рамы 3 крутящим моментом, созданным приводным устройством 5. Приводное устройство 5 представляет собой двигатель внутреннего сгорания, оснащенный ручным стартером 19 и системой выхлопа газов 20 К соединительному шпанго уту 18 и статор у 12 лопастного компрессора 6 болтами прикреплена торсионная втулка 21, внутри которой проходит приводной вал 16 Для компенсации крутяще го момента приводного устройства 5 и лопастного компрессора 6 27527 с помощью противодействующего крутя щего момента тяговые трубы 7 в вариєнге выполнения, представленном на фиг 1 и 10, выполнены с перекосом, а в выходных воздушных соплах 8 и 9 установлены балансировочные лопасти 22, причем концы тяговых тр уб 7 расположены аксиальносимметрично по отношению к вертикальной оси X, проходящей через центр тяжести. На раме 3 дополнительно установлены аварийная спасательная система 23, устройство охлаждения 24 приводного устройства 5, оснащенное направляющими лопатками 25, направляющими части потока воздуха из выходных воздушных сопел 8 и 9 на устройство охлаждения 24. Связь между пилотом и летательным аппаратом осуществляется с помощью системы ремней 26 в виде сидения с затяжкой 27, прикрепленных к топливному баку 4. На консолях управления 10 установлены приборная доска 28 и левая 29 и правая 30 ручки управления. На фиг. 2 показан вариант выполнения летательного аппарата, в котором тяговые трубы 7 прикреплены к лопастному компрессору 6 с помощью первого карданного шарнира 31 и крепежного устройства 32. Между тяговыми тр убами 7 w лопастным компрессором 6 установлен компенсатор отклонения 33. На фиг. 3 показан вариант выполнения летательного аппарата, в котором на опорное устройство 2 установлен амортизатор 34. На фиг. 4 показан вариант выполнения летательного аппарата, на лопастном компрессоре 6 которого установлено кольцевое устройство водяного охлаждения 35. На фиг. 5 показан вариант выполнения летательного аппарата с кольцевым устройством водяного охлаждения 35, на которое установлен кольцевой воздуховод 36. На фи г. 6 показан еще один вариант выполнения устройства о хлаждения дви га теля приводного устрой ства 5 в ви де плоского устройства водяного о хлаждения 37, которое обдувается установленным на кронштейне 38 охлаждающим ротором 39, который приводится в действие при водным устрой ством 5 при помо щи зубча того ремня 40. На фиг. 7 показан вариант выполнения летательного аппарата с установленным на нем устройством управления 41, управляемым дистанционным образом, и элементами водяного охлаждения 42 двигателя приводного устройства 5, установленными на концах тяговых труб 7. Часть основного воздушного потока, выходящего из тяговых труб, по направляющим каналам 43 отводится на элементы водяного охлаждения 42. На фиг. 8 показан вариант выполнения летательного аппарата с байласной системой турбонаддува 44, вход которой расположен под статором 12 лопастного компрессора 6, а выход непосредственно соединяется с всасывающими каналами карбюратора двигателя. Соединительный фланец 45 выполнен с возможностью запуска двигателя приводного устройства 5 вручн ую. Подробнее соединительный фланец 45 показан на фиг. 9 и содержит обод 46 в виде шкива и соединительные спицы 47 в виде лопастей. На фиг 11 показан вариант выполнения карданного кольца 48 , которым соединятся лопает ный компрессор 6 с тяговыми трубами 7 или с рамой 3 в зависимости от варианта выполнения Иа фиг. 12 показан еще один вариант компенсации крутящего момента при помощи двух отклоняющих сопел 49, соединенных со статором 12 лопастного компрессора 6 через регулировочные дроссельные клапаны 50. На фиг. 13 показан вариант выполнения соединения лопастного компрессора 6 с рамой 3 при помощи второго карданного шарнира 51. На фиг 14 показан вариант выполнения соединения топливного бака 4 с рамой 3 при помощи шарнира поворота и наклона 52. На фиг. 15 показана система управления и стабилизации летательного аппарата 1 в виде встроенных продольных 53 и поперечных 54 управляющих крыльев, регулируемых с консоли 10 левой р учкой управления 29 при помощи троса 55, проходящего в полом валу 56 и соединенного с управляющими крыльями 53 и 54. На фиг 16 показана альтернативная система управления и стабилизации летательного аппарата 1, включающая выходные сопла 8 и 9, подвижно закрепленные на тяговых труба х 7 третьим карданным шарниром 57 и соединительными скобами 58 Вторым компенсатором отклонения 59 уплотнено свободное пространство между тяговыми трубами 7 и соплами 8 и 9. На фиг 17-20 показана аварийно-спасательная система 23, которая содержит парашют 60, находящийся в чехле 61, стропы 62, вытяжные механизмы 63 и патрон расширения 64 для ускорения раскрытия парашюта. На консоли управления 10 расположены приборы для индикации уровня заполнения топливмого бака 4, скорости вращения и температуры приводного устройства 5 Снижение температуры основного потока воздуха во время работы летательного аппарата обеспечивает возможность изготовлении таких частей, как крыльчатка, статор, приводной вал, тяговые трубы и т д из легких конструкционных материалов, например, углеродного волокна, что существенно снижает массу летательного аппарата и, следовательно, увели чивает продолжительность его полета Устройство работает следующим образом. Ручным стартером 19 (сЬиг 1) или тросом, намотанным на обод 46 в виде шкива соединительного фланца 45 (фиг. 8), запускают двигатель приводного устройства 5 Левой ручкой управления 29 на консоли 10 регулируют мощность двигателя, который снабжается топливом из топливного бака 4 с помощью обычного смесеобразующего устройства. Охлаждение двигателя обеспечипается устройством охлаждения 24 (фиг. 1). Приводным валом 16, соединенным одним концом с коленчатым валом 17 двигателя приводного устройства 5, а другим - с валом 14 крыльчатки 13, приводится в действие лопастный компрессор 6, который втятвает воздух из окружающей среды через всасывающую воронку 11 и выталкивает его с высокой скоростью вниз через статор 12 Поток воздуха, закрученный крыльчаткой 13, на вы хо де лопастно го компрессора 6 выра вни 27527 вается с помощью неподвижных лопаток статора 12, адаптированных к геометрии лопастного компрессора 6, что способствует более эффективному, по сравнению с несущими вин тами верто лето в или обычными воздушными винтами, превращению мощности двигателя приводного устройства 5 в мощность потока воздуха, направляемого к тяговым трубам 7. Расположенные сбоку рядом с пилотом вы ходные сопла 8 и 9 на концах тяго вы х труб 7 создают подъемную тягу, необходимую для отрыва лета тельного аппарата с пилотом и от земли и зависания над землей Поток воздуха на выходе статора 12 лопастного компрессора 6 равномерно распределяется в две тяговые тр убы 7. При движении летательного аппарата вверх или в состоянии зависания над землей вертикальная ось X, содержащая общий центр тяжести летательного аппарата и пилота или груза, проходит между приводным устройством 5 и пилотом практически через середину выходных сопел 8 и 9, которые расположены над этим центром тяжести, что обеспечивает стабипизацию положения летательного аппарата с грузом. Увеличение мощности приводного устройства 5, регулир уемой правой ручкой 30 на консоли 10, приводит к росту скорости вращения крыльчатки 13 и к росту скорости потока воздуха из выходных сопел 8, 9 и, следовательно, к увеличению подъемной силы Тяговые тр убы 7 используются для создания изменяющейся подъемной силы и стабилизации полета с учетом различного веса пилотов и грузов. С этой целью они могут отклоняться от номинального положения, причем на фиг 1, 2, 4, 8 и 10 они имеют две степени свободы по отношению к лопастному компрессору 6, жестко связанному с рамой 3, за счет соединения с ним или с рамой 3 через карданный шарнир 31. Пространство между лопастным компрессором 6 и тяговыми трубами 7 закрыто не пропускающим воздух гибким компенсатором отклонения 33, который с одной стороны соединен с лопастным компрессором 6, а с другой - с тяговыми тр убами 7. В варианте выполнения летательного аппарата 1, представленном на фиг. 7, 13, тяговые трубы 7 отклоняются вместе с жестко связанным с ними лопастным компрессором 6 относительно рамы 3 за счет карданного шарнира 51. При этом связь лопастного компрессора 6 с приводным устройством 5 осуществляется приводным валом 16, снабженным двумя гомокинетическими карданными шарнирами. На фиг. 14 представлен вариант выполнения летательного аппарата, в котором отклонение тяговых труб осуществляется совместно с рамой 3 и установленными на ней узлами относительно топливного бака 4 за счет соединения с ним через шарнир поворота и начлона 52. Управление узлами с тяговыми трубами 7 осуществляется левой ручкой управления 29 консоли 10, например, с помощью тросиков (не показаны) Компенсация крутящего момента, создаваемого приводным устройством 5 и лопастным компрессором 6, осуществляется несколькими вариантами, а именно: в летательном аппарате, показан ном на фиг 1,10, компенсация крутящего момента осуществляется путем изгиба тяговы х тр уб 7 в разные стороны, что обеспечивает разные направления потока воздуха из тяговы х тр уб 7, причем степень изгиба тяго вы х тр уб определяется тем, что горизонтальные составляющие сил реакции должны создавать компенсирующий противодействующий крутя щий момент. Тонкая регулировка компенсирующе го крутя щего момента осуществляется расположенными в области выходных сопел 8, 9 балансировочными лопастями 22 (фиг. 12) Другой вариант компенсации крутящего момента заключается в отводе двумя отклоняющими соплами 49 небольшой части воздушного потока, созданного лопастным компрессором 6. Отклоняющие сопла 49 изменяют направление отведенной части воздушного потока на горизонтальное и тангенциальное по отношению к оси лопастного компрессора. Тонкая регулировка противодействующего крутяще го момента осуществляется дроссельными клапанами 50 с консоли 10. Управление и стабилизация летательного аппарата 1 с грузом в полете и при зависании осуществляется несколькими вариантами. В первом из ни х, предста вленном на фи г. 15, для управления и стабилизации летательного аппарата служат перекрестно расположенные управляющие крылья 53 и 54, установленные продольно и поперечно на вращающемся вокруг собственной оси полом валу 56. В полом валу 56 проведен трос 55, с помощью которого, например, наклоном левой ручки управления 29 регулируе тся положение управляющи х крыльев 54 путем их вращения относительно осей, к которым они прикреплены Управляющее крыло 53 жестко соединено с полым валом 56. Этот вал вращае тся вокруг собственной оси за счет передачи вращения от консоли 10. На фиг. 16 представлен второй вариант управления и стабилизации летательного аппарата 1. К концам тяговых тр уб 7 через третий карданный шарнир 57 соединительными скобами 58 подвижно присоединены левое 8 и правое 9 вы ходные воздушные сопла. При этом консоли управления 10 жестко соединены с этими выходными воздушными соплами 8 и 9. Вторые компенсаторы отклонения 59 уплотняют свободное пространство между выходными воздушными соплами 8, 9 и тяговыми трубами 7. Путем отклонения потока воздуха достигается стабильное состояние равновесия или управление полетом летательным аппаратом 1. При использовании для управления и стабилизации летательного аппарата 1 третьих карданных шарниров 57 второй карданный шарнир 51 может, естественно, отсутствова ть. Важную роль с точки зрения мощности двигателя приводного устройства 5 играет предусмотренная на приводном устройстве 5 система выхлопа газов 20, концевые трубы которой направлены вниз и обеспечивают дополнительную подъемную силу. Опорное устройство 2 летательного аппарата скреплено с рамой 3 с возможностью регулировки по высоте и позволяет стоя выключа ть летательный аппарат Опорное устройство 2 можно убира ть и поднимать во время полета Амор тиза 27527 тор 34 в случае падения летательного аппарата 1 служит поглотителем удара Кольцевое устройство водяного охлаждения 35, показанное на фиг 4 и 5, обдувается воздухом, поступающим во всасывающую воронку 11 лопастното компрессора 6 Кольцевой воздуховод 36 (фиг 5) обеспечивает больший поток воздуха, обдувающего устройство водяного охлаждения 35 В варианте выполнения устройства о хлаждения двигателя приводного устройства 5, показанном на фиг 6, воздушный поток, созданный охлаждающим ротором 39, подводится по направляющим каналам к расположенному внизу плоскому охлаждающему устройству 37 и протекает через него Путем изменения диаметров охлаждающего ротора 39 и шкида на фланце коленчатого вала можно изменять скорость вращения охлаждающего ротора 39 На фиг 7 показан еще один вариант охлаждения поршневого двигателя приводного устройства 5, заключающийся в том, что часть основного воздушного потока в тяговых трубах 7 по направляющим каналам 43 отводится к элементам водяного охлаждения 42, расположенным на концах тяго вых тр уб 7 Кроме этого, на фиг 7 показана возможность использования устройства с дистанционным управлением 41 для замены пилота, которое позволяет беспилотно управлять летательным аппаратом 1 В этом случае отклонением тяговых тр уб 7 для управления или регулировки равновесия управляет устройство с дистанционным управлением 41 . Важную роль с точки зрения мощности двигателя приводного устройства 5 также играет бай23 пасная система турбонадаува 44, представленная на фиг 8 и размещенная под статором 12 лопастного компрессора 6 Байпасная система турбонаддува 44 прямо соединяется со всасывающими каналами карбюратора двигателя Безопасность полета летательного аппарата 1 с гр узом обеспечивается аварийной спасательной системой 23, которая находится в упаковке в парашютном чехле 61 с вытяжными механизмами 63 (фиг 17 - 20) и при помощи которой выстреливается парашют 60 Ме ханизм включается вытягиванием аварийного кольца или автоматически Вследствие небольшой высоты полета, на которой применяют летательный аппарат, в аварийных ситуациях, например, при уменьшении подъемной силы, появляется необходимость крайне быстрого раскрытия парашюта 60, поэтому в парашютном чехле предусмотрен также патрон расширения 64 с соответствующим взрывным механизмом, который за счет расширения газов способствует ускоренному раскрытию парашюта 60 На фиг 18 показан этап, когда вытяжной механизм 63 вытягивает из чехла 61 парашют 60 до полного растягивания строп 62 и запускает находящийся на нижней стороне парашюта 60 патрон расширения 64 (фиг 19) На фиг 20 показан парашют 60 в раскрытом состоянии Таким образом, летательный аппарат в соответствии с данным изобретением позволяет снизить температуру выхлопных газов до безопасного уров*ня, снизить риск травмирования пилота, снизить массу летательного аппарата, повысить его устойчивость с грузом при полете и зависании, увеличить продолжительность пребывания в воздухе. 12 14 Фиг. 1 2 миф Z' LZ9LZ 27527 13 в 15 11 35 33 10 I М Иф 9" U SI 9 . LZSLZ Ct 21 E2 27527 13 23 6 15 11 12 Фиг. 8 13 Фиг. 10 12 31 48 14 Єї OS ЛІЛф LZ9LZ 27527 Фиг. 14 Фиг. 15 57 Фиг. 16 14 27527 во Фиг. 17Фиг. 18 60 Фиг. 19 Фиг. 20 Тира ж 50 екз. Відкрите акці оне рне това риство «Патент» Украї на. 88 000. м. Ужгород, ау л. Га га рі на, 10 1 (0 3 1 2 2 )3 - 7 2 -8 9 (0 3 1 2 2 ) 2 - 5 7 - 0 3 15