Літак вертикального зльоту і посадки

1. Літак вертикального зльоту і посадки, що містить фюзеляж, кабіну екіпажу, крило з органами поперечного керування та зі злітно-посадковою механізацією, силову установку, переднє горизонтальне оперення, шасі з носовим колесом, систему керування літаком, систему керування двигунами та системи забезпечення, при цьому до складу силової установки входять двигуни з системою передачі оберту на лопаті повітряного гвинта, кожну з систем передачі оберту на лопаті повітряного гвинта розміщено з виносом відносно передньої кромки крила та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака, кожну із зазначених систем передачі оберту на лопаті повітряного гвинта розміщено відносно хорди крила з можливістю змінювання положення осі обертання лопатей відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 90°, зазначений повітряний гвинт виконано багатолопатевим з розташуванням лопатей в одній площині, передню частину фюзеляжу виконано обтічною, закінцівки крила та переднього горизонтального оперення виконано паралельними будівельній осі фюзеляжу, причому лопаті повітряного гвинта виконано кількістю дві або більше, кінцева частина пера лопаті повітряного гвинта виконана або прямою, або закругленою, або зі скосом у бік задньої кромки, який відрізняється тим, що система передачі оберту на лопаті повітряного гвинта містить шарнірний вузол повороту повітряного гвинта для створення вертикальної і горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці та механізм перестановки повітряного гвинта, система керування двигунами містить ручку керування поворотом повітряного гвинта і покажчик положення повітряного гвинта, система керування літаком містить механічний інтегруючий пристрій, що виробляє вихідні дані для системи керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта віднос 2 (19) 1 3 50301 4 жу, задня кромка кінцевої секції розміщена під кутом не більше 20° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини фюзеляжу, передня кромка бортової секції крила виконана за нормальною схемою стрілоподібності та із плавним сполученням з бортом фюзеляжу, передня кромка бортової секції крила виконана вигнутою у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не менше х5 та із плавним сполученням з передньою кромкою центральної секції крила, передня кромка центральної секції крила виконана за нормальною схемою стрілоподібності та вигнутою у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2, передня кромка кінцевої секції крила виконана за зворотною схемою стрілоподібності та вигнутою відносно кінцевої хорди крила у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не більше х3 та із плавним сполученням з передньою кромкою центральної секції крила в плані, систему передачі оберту на лопаті повітряного гвинта розміщено на крилі в місці стику центральної та кінцевої секцій консолі крила, причому місце стику центральної та кінцевої секцій консолі крила є місцем зміни кута поперечного V крила з позитивного на негативний, місце переходу задньої кромки бортової секції крила у задню кромку центральної секції крила виконано розташованим в площині задньої частини фюзеляжу, задню кромку переднього горизонтального оперення виконано такою, що плавно переходить в передню кромку бортової секції консолі крила, частини крила, що створені з'єднанням між собою бортової і центральної секцій, розміщено в площинах, що перетинаються між собою по осі X, переднє горизонтальне оперення розташоване в площині, що перпендикулярна осі Y, переднє горизонтальне оперення розташоване в площині, що проходить нижче осі X, місце стику овальної нижньої частини і трапецієподібної верхньої частини фюзеляжу виконано з утворенням грані по всій довжині фюзеляжу, а повітряний гвинт виконано діаметром не менше висоти фюзеляжу в площині обертання зазначеного повітряного гвинта. 2. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що при розташуванні осі обертання лопатей повітряного гвинта паралельно осі X, площа обертання лопатей повітряного гвинта розташована в районі переходу задньої кромки переднього горизонтального оперення в передню кромку бортової секції консолі крила. 3. Літак за п. 1 та п. 2, який відрізняється тим, що при розташуванні осі обертання лопатей повітряного гвинта паралельно осі X площа обертання лопатей повітряного гвинта проходить через центр мас літака. 4. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що місце стику відповідних задніх кромок крила виконано або підчітко визначеним кутом, або закругленим за радіусом з плавним переходом у лінійні форми зазначених задніх кромок крила, відповідно, бортової і центральної та центральної і кінцевої секцій консолі крила. 5. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що верхня поверхня трапецієподібної верхньої частини фюзеляжу виконана закругленою. 6. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що гвинтомоторну групу виконано або за одногвинтовою схемою, або за двогвинтовою схемою із зустрічним обертанням повітряних гвинтів. 7. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що в районі кінцевої частини пера лопаті повітряного гвинта виконаний виріз, при цьому виріз розташований або на задній кромці лопаті, або на передній кромці лопаті, або на обох зазначених кромках та виконаний таким, що починається від закінцівки лопаті у бік її окоренкової частини. 8. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що двигуни розміщено в фюзеляжі і з'єднано трансмісією чи будь-якою іншою системою передачі обертового моменту з системою передачі оберту на лопаті повітряного гвинта. 9. Літак за п. 1 та п. 8, який відрізняється тим, що трансмісія містить синхронізуючі вали, які зв'язано з редукторами двигунів, а кожний із зазначених двигунів оснащено муфтою вільного ходу, яка забезпечує автоматичне відключення двигуна в аварійному режимі. 10. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що система керування двигунами містить пристрій зміни кроку лопатей повітряних гвинтів. 11. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що механізм перестановки повітряного гвинта виконано з можливістю зупинки і фіксації зазначеного повітряного гвинта у кожному проміжному положенні. 12. Літак за п. 1, який відрізняється тим, що задня кромка переднього горизонтального оперення та передні кромки секцій крила у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра повітряного гвинта. Корисна модель відноситься до галузі авіації, зокрема, до літальних апаратів, а саме, до літаків вертикального зльоту і посадки. Відомий літак вертикального зльоту і посадки, що містить фюзеляж із розміщеними в ньому кабіною екіпажу та вантажним відсіком, поворотне крило з органами поперечного керування та зі злітно-посадковою механізацією, хвостове оперення нормальної схеми, чотири силових установки, розміщені на крилі, шасі з носовим колесом, систему керування літаком, систему керування двигунами та системи забезпечення, ручку керування поворотним крилом, силові циліндри з черв'ячною передачею для повороту крила разом з силовими установками на кут 100° по відношенню до вихідного положення, трилопатевий хвостовий гвинт змінюваного шагу та пристрій відключення внутрішніх силових установок, при цьому до складу силової установки входять двигуни з системою передачі оберту на лопатей гвинта, кожну з систем 5 передачі оберту на лопатей гвинта розміщено з виносом відносно передньої кромки крила та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака, кожну із зазначених систем передачі оберту на лопатей гвинта розміщено відносно хорди крила з можливістю змінювання положення осі обертання лопатей відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 100° разом із поворотом крила, зазначений гвинт виконано багатолопатевим з розташуванням лопатей в одній площині, передню частину фюзеляжу виконано обтічною, закінцівки крила та стабілізатора виконано паралельними будівельній осі фюзеляжу, крило виконано трапецевидної форми в плані з невеликим негативним поперечним V крила, стабілізатор виконано керованим, вертикальне оперення виконано з нахиленою передньою кромкою та з кермом направлення, зазначений хвостовий гвинт розміщено на хвостовій балці за кілем хвостового оперення, усі гвинти і двигуни зв'язано між собою трансмісією, синхронізуючи вали розташовано в носке крила і зв'язано з редукторами двигунів, кожний з двигунів постачено муфтою вільного ходу причому трилопатевий хвостовий гвинт змінюваного шагу виконано таким, що приводиться до обертання через трансмісію від основних двигунів, двигуни виконано кількістю чотири, лопатей гвинта виконано кількістю дві або більше, кінцева частина пера лопатей гвинта виконана закругленою /1/. До недоліків відомого літака вертикального зльоту і посадки відноситься те, що при відомому конструктивному виконанні літака, а саме, при розміщенні двигунів на поворотному крилі, ускладнюється конструкція літака і системи керування. Недоліком є й те, що у піднятому положенні крило пізно вступає в роботу для створення підйомної сили, таким чином на самому відповідальному режимі польоту - на зльоті, погано виконує несучі функції. Відомий літак вертикального зльоту і посадки, що містить фюзеляж з розміщеними в ньому кабіною екіпажу вантажним відсіком у центральній та хвостовій частині, крило з органами поперечного керування та зі злітно-посадковою механізацією, дві силових установки, розміщені на крилі, шасі з носовим колесом, систему керування літаком, систему керування двигунами, системи забезпечення, ручку керування поворотним крилом, силові циліндри з черв'ячною передачею для повороту крила разом з силовими установками на кут 100° по відношенню до вихідного положення, дволопатевий хвостовий гвинт змінюваного шагу та пристрій відключення внутрішніх силових установок, при цьому до складу силової установки входять двигуни з системою передачі оберту на лопатей гвинта, кожну з систем передачі оберту на лопатей гвинта розміщено з виносом відносно передньої кромки крила та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака, кожну із зазначених систем передачі оберту на лопатей гвинта розміщено відносно хорди крила з можливістю змінювання положення осі обертання лопатей відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 90°, зазначений гвинт виконано чотирьохлопатевим з розташуванням лопатей в одній площині, передню частину фюзе 50301 6 ляжу виконано обтічною, закінцівки крила та стабілізатора виконано паралельними будівельній осі фюзеляжу, на закінцівках стабілізатора встановлено кінцеві вертикальні шайби без керуючих поверхонь, причому хвостовий гвинт виконано таким, що приводиться до обертання через трансмісію від основних двигунів, а кінцева частина пера лопатей гвинта виконана прямою /2/. До недоліків відомого літака вертикального зльоту і посадки відноситься те, що при відомому конструктивному виконанні літака, а саме, при розміщенні двигунів на поворотному крилі, ускладнюється конструкція літака і системи керування. До недоліків відноситься й те, що у піднятому положенні крило пізно вступає в роботу для створення підйомної сили, таким чином на самому відповідальному режимі польоту - на зльоті і наборі висоти, погано виконує несучі функції. Відомий літак вертикального зльоту і посадки, що містить фюзеляж, кабіну екіпажу, крило з органами поперечного керування та зі злітнопосадковою механізацією, яке розміщено в задній частині фюзеляжу, кіль, чотири силових установки типу ТРД, чотири поворотних двигуна в кільцевих каналах, шасі з носовим колесом, систему керування літаком, систему керування двигунами та системи забезпечення, при цьому до складу силової установки входять двигуни з системою передачі оберту на лопатей гвинта, що знаходиться в кільцевих каналах, силові установки типу ТРД розміщено по бортах літака в задній частині фюзеляжу, два поворотних двигуна в кільцевих каналах розміщено в вузлах повороту в районі носової частини фюзеляжу за кабіною екіпажу, два інших поворотних двигуна в кільцевих каналах розміщено на поворотному крилі, зазначений гвинт виконано чотирьохлопатевим з розташуванням лопатей в одній площині, передню частину фюзеляжу, що створює кабіну екіпажу, виконано обтічною, закінцівки крила виконано паралельними будівельній осі фюзеляжу /3/. До недоліків відомого літака вертикального зльоту і посадки відноситься те, що при відомому конструктивному виконанні літака при використанні чотирьох двигунів ускладнюється як конструкція системи керування літаком і його трансмісії, так і методика керування літаком, особливо при вертикальному зльоту, коли необхідно здійснювати одночасну зміну шагу лопатей кожної пари гвинтів, розташованих по діагоналі, і відповідний нахил їх осей обертання лопатей гвинта. Найбільш близьким технічним рішенням, як по суті, так і по задачах, які вирішуються, що обрано за найближчий аналог (прототип), є літак вертикального зльоту і посадки, що містить фюзеляж, кабіну екіпажу, крило з органами поперечного керування та зі злітно-посадковою механізацією, силову установку переднє горизонтальне оперення, шасі з носовим колесом, систему керування літаком, систему керування двигунами та системи забезпечення, при цьому до складу силової установки входять двигуни з системою передачі оберту на лопатей повітряного гвинта, кожну з систем передачі оберту на лопатей повітряного гвинта розміщено з виносом відносно передньої кромки 7 крила та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака, кожну із зазначених систем передачі оберту на лопатей повітряного гвинта розміщено відносно хорди крила з можливістю змінювання положення осі обертання лопатей відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 90°, зазначений повітряний гвинт виконано багатолопатевим з розташуванням лопатей в одній площині, передню частину фюзеляжу виконано обтічною, закінцівки крила та переднього горизонтального оперення виконано паралельними будівельній осі фюзеляжу, причому лопатей повітряного гвинта виконано кількістю дві або більше, кінцева частина пера лопатей повітряного гвинта виконана або прямою, або закругленою, або зі скосом у бік задньої кромки /4/. До недоліків відомого літака вертикального зльоту і посадки, що обраний за найближчий аналог (прототип), відноситься те, що при вибраній схемі повороту двигунів відносно нерухомого крила при вертикальному зльоті відбувається затінення більшої частини несучої поверхні крила, що призводить до необхідності встановлювати двигуни великої потужності, а це, у свою чергу, призведе до підвищення маси літака в цілому. До недоліків відноситься й те, що при використанні чотирьох двигунів ускладнюється як конструкція системи керування літаком і його трансмісії, так і методика керування літаком, особливо при вертикальному зльоту, коли необхідно здійснювати одночасну зміну шагу лопатей кожної пари повітряних гвинтів, розташованих по діагоналі, і відповідний нахил їх осей обертання лопатей повітряного гвинта. В основу корисної моделі покладена задача шляхом усунення недоліків прототипу забезпечити підвищення тактико-технічних і експлуатаційних характеристик літака. Суть корисної моделі у літаку вертикального зльоту і посадки, що містить фюзеляж, кабіну екіпажу, крило з органами поперечного керування та зі злітно-посадковою механізацією, силову установку, переднє горизонтальне оперення, шасі з носовим колесом, систему керування літаком, систему керування двигунами та системи забезпечення, при цьому до складу силової установки входять двигуни з системою передачі оберту на лопатей повітряного гвинта, кожну з систем передачі оберту на лопатей повітряного гвинта розміщено з виносом відносно передньої кромки крила та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака, кожну із зазначених систем передачі оберту на лопатей повітряного гвинта розміщено відносно хорди крила з можливістю змінювання положення осі обертання лопатей відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 90°, зазначений повітряний гвинт виконано багатолопатевим з розташуванням лопатей в одній площині, передню частину фюзеляжу виконано обтічною, закінцівки крила та переднього горизонтального оперення виконано паралельними будівельній осі фюзеляжу, причому лопатей повітряного гвинта виконано кількістю дві або більше, кінцева частина пера лопатей повітряного гвинта виконана або прямою, або закругленою, або зі скосом у бік задньої кромки, полягає в тому, що система передачі 50301 8 оберту на лопатей повітряного гвинта містить шарнірний вузол повороту повітряного гвинта для створення вертикальної і горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці та механізм перестановки повітряного гвинта, система керування двигунами містить ручку керування поворотом повітряного гвинта і покажчик положення повітряного гвинта, система керування літаком містить механічний інтегруючий пристрій, що виробляє вихідні дані для системи керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта відносно поздовжній осі системи передачі оберту на лопатей повітряного гвинта. Суть корисної моделі полягає і в тому, що літак виконано за схемою «качка», крило виконано сполученої форми стрілоподібності, що переходить по ділянках за розмахом крила від нормальної до зворотної форми стрілоподібності, фюзеляж виконано із поперечним перетином, що складається з овальної нижньої частини і трапецієподібної верхньої частини, які є симетричними відносно осі Y, зазначений фюзеляж виконано із звуженням міделю в районі центральної його частини, задня частина фюзеляжу виконана принаймні прямою в площині, перпендикулярній осі X, крило виконано у формі «зворотної чайки» зі зміною кута поперечного V крила від позитивного до негативного, переднє горизонтальне оперення виконане цільноповоротним, зазначене переднє горизонтальне оперення виконане симетричним в плані відносно вертикальної осі, що проходить через центр закінцівки перпендикулярно будівельної осі фюзеляжу, переднє горизонтальне оперення виконано з хордою, що зменшується за розмахом зазначеного переднього горизонтального оперення, передню та задню кромки переднього горизонтального оперення виконано вигнутою у бік закінцівки зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2, переднє горизонтальне оперення виконано за розмахом меншим переважно у два рази ніж розмах крила, кожна з консолей крила виконана принаймні з трьох секцій - бортової, центральної та кінцевої, бортову, центральну та кінцеву секції консолі крила виконано за розмахом у співвідношенні 1:1,5:2,5, бортову та центральну секції крила розташовано в одній площині під позитивним кутом поперечного V крила не більше 30° щодо осі Z в горизонтальній площині, кінцева секція виконана розташованою вниз під негативним кутом поперечного V крила не більше 40° відносно площини розташування бортової та центральної секцій крила, задня кромка бортової секції розміщена під кутом не менше 30° щодо осі Z з нахилом у бік задньої частини фюзеляжу, задня кромка центральної секції розміщена під кутом не більше 5° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини фюзеляжу, задня кромка кінцевої секції розміщена під кутом не більше 20° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини фюзеляжу, передня кромка бортової секції крила виконана за нормальною схемою стрілоподібності та із плавним сполученням з бортом фюзеляжу, передня кромка бортової секції крила виконана вигнутою у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не менше х5 та із плавним сполученням з передньою кромкою центральної 9 секції крила, передня кромка центральної секції крила виконана за нормальною схемою стрілоподібності та вигнутою у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не 2 менше х , передня кромка кінцевої секції крила виконана за зворотною схемою стрілоподібності та вигнутою відносно кінцевої хорди крила у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не більше х3 та із плавним сполученням з передньою кромкою центральної секції крила в плані, систему передачі оберту на лопатей повітряного гвинта розміщено на крилі в місці стику центральної та кінцевої секцій консолі крила. Суть корисної моделі полягає також і в тому, що місце стику центральної та кінцевої секцій консолі крила є місцем зміни кута поперечного V крила з позитивного на негативний, місце переходу задньої кромки бортової секції крила у задню кромку центральної секції крила виконано розташованим в площині задньої частини фюзеляжу, задню кромку переднього горизонтального оперення виконано такою, що плавно переходить в передню кромку бортової секції консолі крила, частини крила, що створені з'єднанням між собою бортової і центральної секцій, розміщено в площинах, що перетинаються між собою по осі X, переднє горизонтальне оперення розташоване в площині, що перпендикулярна осі Y, переднє горизонтальне оперення розташоване в площині, що проходить нижче осі X, місце стику овальної нижньої частини і трапецієподібної верхньої частини фюзеляжу виконано з утворенням грані по всій довжині фюзеляжу, а повітряний гвинт виконано діаметром не менше висоти фюзеляжу в площині обертання зазначеного повітряного гвинта. Новим в корисній моделі є те, що при розташуванні осі обертанні лопатей повітряного гвинта паралельно осі X, площа обертання лопатей повітряного гвинта розташована в районі переходу задньої кромки переднього горизонтального оперення в передню кромку бортової секції консолі крила, при розташуванні осі обертанні лопатей повітряного гвинта паралельно осі X площа обертання лопатей повітряного гвинта проходить через центра мас літака, місце стику відповідних задніх кромок крила виконано або під чітко визначеним кутом, або закругленим за радіусом з плавним переходом у лінійні форми зазначених задніх кромок крила, відповідно, бортової і центральної та центральної і кінцевої секцій консолі крила, верхня поверхня трапецієподібної верхньої частини фюзеляжу виконана закругленою, гвинтомоторну групу виконано або за одногвинтовою схемою, або за двогвинтовою схемою із зустрічним обертанням повітряних гвинтів, в районі кінцевої частини пера лопатей повітряного гвинта виконаний виріз, зазначений виріз розташований або на задній кромці лопатей, або на передній кромці лопатей, або на обох зазначених кромках та так, що починається від закінцівки лопатей убік її окоренкової частини, двигуни розміщено в фюзеляжі і з'єднано трансмісією чи будьякою іншою системою передачі обертового моменту з системою передачі оберту на лопатей повітряного гвинта, трансмісія містить синхронізуючі вали, які зв'язано з редукторами двигунів, кожний 50301 10 із зазначених двигунів постачено муфтою вільного ходу, яка забезпечує автоматичне відключення двигуна в аварійному режимі, система керування двигунами містить пристрій зміни кроку повітряних гвинтів, механізм перестановки повітряного гвинта виконано з можливістю зупинки і фіксації зазначеного повітряного гвинта у кожному проміжному положенні, а задня кромка переднього горизонтального оперення та передні кромки секцій крила у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра повітряного гвинта. Порівняльний аналіз технічного рішення з прототипом показує, що літак вертикального зльоту і посадки, який заявляється, відрізняється тим, що система передачі оберту на лопатей повітряного гвинта містить шарнірний вузол повороту повітряного гвинта для створення вертикальної і горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці та механізм перестановки повітряного гвинта, система керування двигунами містить ручку керування поворотом повітряного гвинта і покажчик положення повітряного гвинта, система керування літаком містить механічний інтегруючий пристрій, що виробляє вихідні дані для системи керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта відносно поздовжній осі системи передачі оберту на лопатей повітряного гвинта, при цьому літак виконано за схемою «качка», крило виконано сполученої форми стрілоподібності, що переходить по ділянках за розмахом крила від нормальної до зворотної форми стрілоподібності, фюзеляж виконано із поперечним перетином, що складається з овальної нижньої частини і трапецієподібної верхньої частини, які є симетричними відносно осі Y, зазначений фюзеляж виконано із звуженням міделю в районі центральної його частини, задня частина фюзеляжу виконана принаймні прямою в площині, перпендикулярній осі X, крило виконано у формі «зворотної чайки» зі зміною кута поперечного V крила від позитивного до негативного, переднє горизонтальне оперення виконане цільноповоротним, зазначене переднє горизонтальне оперення виконане симетричним в плані відносно вертикальної осі, що проходить через центр закінцівки перпендикулярно будівельної осі фюзеляжу, переднє горизонтальне оперення виконано з хордою, що зменшується за розмахом зазначеного переднього горизонтального оперення, передня та задня кромки переднього горизонтального оперення виконано вигнутою у бік закінцівки зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2, переднє горизонтальне оперення виконано за розмахом меншим переважно у два рази ніж розмах крила, кожна з консолей крила виконана принаймні з трьох секцій - бортової, центральної та кінцевої, бортова, центральна та кінцева секції консолі крила виконано за розмахом у співвідношенні 1:1,5:2,5, бортова та центральна секції крила розташовано в одній площині під позитивним кутом поперечного V крила не більше 30° щодо осі Z в горизонтальній площині, кінцева секція виконана розташованою вниз під негативним кутом поперечного V крила не більше 40° відносно площини розташування бортової та центральної секцій кри 11 ла, задня кромка бортової секції розміщена під кутом не менше 30° щодо осі Z з нахилом у бік задньої частини фюзеляжу, задня кромка центральної секції розміщена під кутом не більше 5° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини фюзеляжу, задня кромка кінцевої секції розміщена під кутом не більше 20° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини фюзеляжу, передня кромка бортової секції крила виконана за нормальною схемою стрілоподібності та із плавним сполученням з бортом фюзеляжу, передня кромка бортової секції крила виконана вигнутою у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не менше х5 та із плавним сполученням з передньою кромкою центральної секції крила, передня кромка центральної секції крила виконана за нормальною схемою стрілоподібності та вигнутою у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2, передня кромка кінцевої секції крила виконана за зворотною схемою стрілоподібності та вигнутою відносно кінцевої хорди крила у бік задньої частини фюзеляжу зі зміною кута по параболі за функцією не більше х3 та із плавним сполученням з передньою кромкою центральної секції крила в плані, систему передачі оберту на лопатей повітряного гвинта розміщено на крилі в місці стику центральної та кінцевої секцій консолі крила, причому місце стику центральної та кінцевої секцій консолі крила є місцем зміни кута поперечного V крилаз позитивного на негативний, місце переходу задньої кромки бортової секції крила у задню кромку центральної секції крила виконано розташованим в площині задньої частини фюзеляжу, задню кромку переднього горизонтального оперення виконано такою, що плавно переходить в передню кромку бортової секції консолі крила, частини крила, що створені з'єднанням між собою бортової і центральної секцій, розміщено в площинах, що перетинаються між собою по осі X, переднє горизонтальне оперення розташоване в площині, що перпендикулярна осі Y, переднє горизонтальне оперення розташоване в площині, що проходить нижче осі X, місце стику овальної нижньої частини і трапецієподібної верхньої частини фюзеляжу виконано з утворенням грані по всій довжині фюзеляжу, повітряний гвинт виконано діаметром не менше висоти фюзеляжу в площині обертання зазначеного повітряного гвинта, при розташуванні осі обертанні лопатей повітряного гвинта паралельно осі X, площа обертання лопатей повітряного гвинта розташована в районі переходу задньої кромки переднього горизонтального оперення в передню кромку бортової секції консолі крила, при розташуванні осі обертанні лопатей повітряного гвинта паралельно осі X площа обертання лопатей повітряного гвинта проходить через центра мас літака, місце стику відповідних задніх кромок крила виконано або під чітко визначеним кутом, або закругленим за радіусом з плавним переходом у лінійні форми зазначених задніх кромок крила, відповідно, бортової і центральної та центральної і кінцевої секцій консолі крила, верхня поверхня трапецієподібної верхньої частини фюзеляжу виконана закругленою, гвинтомоторну групу виконано або за одногвинтовою схемою, 50301 12 або за двогвинтовою схемою із зустрічним обертанням повітряних гвинтів, в районі кінцевої частини пера лопатей повітряного гвинта виконаний виріз, виріз розташований або на задній кромці лопатей, або на передній кромці лопатей, або на обох зазначених кромках та таким, що починається від закінцівки лопатей убік її окоренкової частини, двигуни розміщено в фюзеляжі і з'єднано трансмісією чи будь-якою іншою системою передачі обертового моменту з системою передачі оберту на лопатей повітряного гвинта, трансмісія містить синхронізуючі вали, які зв'язано з редукторами двигунів, а кожний із зазначених двигунів постачено муфтою вільного ходу, яка забезпечує автоматичне відключення двигуна в аварійному режимі, система керування двигунами містить пристрій зміни кроку повітряних гвинтів, механізм перестановки повітряного гвинта виконано з можливістю зупинки і фіксації повітряного гвинта у кожному проміжному положенні, а задня кромка переднього горизонтального оперення та передні кромки секцій крила у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра повітряного гвинта. Таким чином, літак вертикального зльоту і посадки, який заявляється, відповідає критерію корисної моделі «новизна». Суть корисної моделі пояснюється за допомогою ілюстрацій, де на фіг. 1 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, при розташуванні гвинтів для зльоту «по літаковому», на фіг. 2 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, при розташуванні гвинтів для вертикального зльоту, на фіг. 3 показана конструктивнокомпонувальна схема літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді збоку в перетині по осі X, на фіг. 4 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді спереду при розташуванні гвинтів для зльоту «по літаковому», на фіг. 5 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді спереду при розташуванні гвинтів для вертикального зльоту, на фіг. 6 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді збоку при розташуванні гвинтів для зльоту «по літаковому», на фіг. 7 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді збоку при розташуванні гвинтів для вертикального зльоту, на фіг. 8 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді зверху при розташуванні гвинтів для зльоту «по літаковому», на фіг. 9 показаний зовнішній вигляд літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, на виді зверху при розташуванні гвинтів для вертикального зльоту, на фіг. 10 показана схема крила літака на виді зверху, на фіг. 11 показана схема крила літака на виді спереду, на фіг. 12 показана схема фюзеляжу на виді спереду і розміщення на ньому переднього горизонтального оперення, на фіг. 13 показана схема переднього горизонтального оперення на виді в плані з розкриттям геометричних характеристик, на фіг. 14-16 показано варіанти 13 схем кінцевих частин лопатей повітряного гвинта, на фіг. 17 показана схема відхилення переднього горизонтального оперення, на фіг. 18-19 показано схеми розміщення трансмісії, силової установки та системи передачі оберту на лопатей повітряного гвинта, на фіг. 20 показана схема варіанта виконання крила літака, на фіг. 21-23 показано варіанти схем кінцевих частин лопатей повітряного гвинта, на фіг. 24 показана схема з'єднання системи передачі оберту на лопатей повітряного гвинта з двигуном силової установки, на фіг. 25-26 показана схема виконання етапів зльоту літака «по літаковому», на фіг. 27-28 показана схема виконання етапів вертикального зльоту літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється. Літак вертикального зльоту і посадки (як варіант конструктивного виконання - див. фіг. 1-4) виконано за схемою «качка». Літак вертикального зльоту і посадки (як варіант конструктивного виконання - див. фіг. 1-20) містить фюзеляж 1, кабіну 2 екіпажу, крило 3 з органами 4 поперечного керування та зі злітно-посадковою механізацією 5, силову установку 6, переднє горизонтальне оперення 7, шасі (позиція 8 - основні стійки) з носовим колесом 9, систему 10 керування літаком, систему 11 керування двигунами 12 та системи забезпечення (позиція 13) (див. схеми на фіг. 1-9). Конструктивно крило 3 виконано сполученої форми стрілоподібності, що переходить по ділянках за розмахом крила від нормальної до зворотної форми стрілоподібності (див. схеми на фіг. 810). Фюзеляж 1 виконано із поперечним перетином, що складається з овальної нижньої частини (позиція 14) і трапецієподібної верхньої частини (позиція 15), які є симетричними відносно осі Y (див. схеми на фіг. 4-5, 11). Зазначений фюзеляж 1 виконано із звуженням міделю в районі центральної його частини, при цьому задня частина 16 фюзеляжу 1 виконана принаймні прямою в площині Q, перпендикулярній осі X (див. схеми на фіг. 1-9). Конструктивно до складу силової установки 6 входять двигуни 12 з системою 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта. Система 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта містить шарнірний вузол 19 повороту повітряного гвинта для створення вертикальної і горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці та механізм 20 перестановки повітряного гвинта. Конструктивно система 11 керування двигунами 12 містить ручку 21 керування поворотом повітряного гвинта і покажчик 22 положення повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 1-2). Система 10 керування літаком містить механічний інтегруючий пристрій 23, що виробляє вихідні дані для системи 10 керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта відносно поздовжній осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 1-2). Конструктивно і технологічно кожну з систем 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта розміщено з виносом g відносно передньої кромки 25 крила 3 та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака. Кожну із зазначених систем 17 передачі оберту на лопатей 18 50301 14 повітряного гвинта розміщено відносно хорди b крила 3 з можливістю змінювання положення осі 26 обертання лопатей 18 відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 90°. Зазначений повітряний гвинт виконано багатолопатевим (позиції 18) з розташуванням лопатей 18 в одній площині W (див. схеми на фіг. 1-9). Передню частину фюзеляжу 1 виконано обтічною. Закінцівки крила 3 та переднього горизонтального оперення 7 виконано паралельними будівельній осі 27 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9, 10, 13). Конструктивно лопатей 18 повітряного гвинта виконано кількістю дві або більше, наприклад, чотири - див. схеми на фіг. 1-2. Кінцева частина 28 пера лопатей 18 повітряного гвинта виконана або прямою, або закругленою, або зі скосом у бік задньої кромки (див. відповідні схеми на фіг. 14-16). Крило 3 конструктивно виконано у формі «зворотної чайки» зі зміною кута поперечного V крила (позиція 3) від позитивного до негативного (див. схеми на фіг. 1-2, 4-5, 11). Переднє горизонтальне оперення 7 конструктивно і технологічно виконане цільноповоротним (див. схеми на фіг. 1-2, 13, 17). Зазначене переднє горизонтальне оперення 7 виконане симетричним в плані відносно вертикальної осі 29, що проходить через центр закінцівки 30 перпендикулярно будівельної осі 27 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9, 13). Переднє горизонтальне оперення 7 виконано з хордою b1, що зменшується за розмахом lго зазначеного переднього горизонтального оперення 7 (див. схему на фіг. 13). Передня (позиція 31) та задня (позиція 32) кромки переднього горизонтального оперення 7 виконано вигнутою у бік закінцівки 30 зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2 (див. схему на фіг. 13). Переднє горизонтальне оперення 7 виконано за розмахом lго меншим переважно у два рази ніж розмах Ікр крила 3 (див. схеми на фіг. 8-9, 13, 17). Кожна з консолей крила 3 виконана принаймні з трьох секцій - бортової (позиція 33), центральної (позиція 34) та кінцевої (позиція 35) (див. схему на фіг. 8-9, 10-11). Конструктивно бортова (позиція 33), центральна (позиція 34) та кінцева (позиція 35) секції консолі крила 3 виконано за розмахом у співвідношенні 1:1,5:2,5. Конструктивно бортова (позиція 33) та центральна (позиція 34) секції крила 3 розташовано в одній площині Е під позитивним кутом поперечного V крила не більше 30° щодо осі Z в горизонтальній площині (див. схему на фіг. 4-5, 11). Кінцева секція (позиція 35) виконана розташованою вниз під негативним кутом поперечного V крила не більше 40° відносно площини Е розташування бортової (позиція 33) та центральної (позиція 34) секцій крила 3 (див. схему на фіг. 11). Конструктивно задня кромка 36 бортової секції (позиція 33) розміщена під кутом не менше 30° щодо осі Z з нахилом у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 (див. схему на фіг. 10). Задня кромка 37 центральної секції (позиція 34) розміщена під кутом не більше 5° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини 38 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9, 10). Задня кромка 39 кінцевої секції (позиція 35) розміщена під кутом не більше 20° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини 38 фюзеляжу 1 15 (див. схеми на фіг. 8-9, 10). Передня кромка 25 бортової секції (позиція 33) крила 3 виконана за нормальною схемою стрілоподібності та із плавним сполученням з бортом фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9, 10). Передня кромка 25 бортової секції (позиція 33) крила 3 виконана вигнутою у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 зі зміною кута по параболі за функцією не менше х5 та із плавним сполученням з передньою кромкою 25 центральної секції (позиція 34) крила 3 (див. схеми на фіг. 8-9, 10). Передня кромка 25 центральної секції (позиція 34) крила 3 виконана за нормальною схемою стрілоподібності та вигнутою у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2 (див. схеми на фіг. 8-10). Передня кромка 25 кінцевої секції (позиція 35) крила 3 виконана за зворотною схемою стрілоподібності та вигнутою відносно кінцевої хорди bk крила 3 у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 зі зміною кута по параболі за функцією не більше х3 та із плавним сполученням з передньою кромкою 25 центральної секції (позиція 34) крила 3 в плані (див. схеми на фіг. 8-10). Систему 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта розміщено на крилі 3 в місці стику (позиція 40) центральної (позиція 34) та кінцевої (позиція 35) секцій консолі крила 3 (див. схеми на фіг. 18-19). Конструктивно місце стику (позиція 40) центральної (позиція 34) та кінцевої (позиція 35) секцій консолі крила 3 є місцем зміни кута поперечного V крила з позитивного на негативний (див. схеми на фіг. 11, 19). Місце переходу (позиція 41) задньої кромки 36 бортової секції (позиція 33) крила 3 у задню кромку 37 центральної секції (позиція 34) крила 3 виконано розташованим в площині Е1 задньої частини 16 фюзеляжу (див. схеми на фіг. 8-9). Задню кромку 32 переднього горизонтального оперення 7 виконано такою, що плавно переходить в передню кромку 25 бортової секції (позиція 33) консолі крила 3 (див. схеми на фіг. 1-2, 8-9, 13, 18). Частини крила 3, що створені з'єднанням між собою бортової (позиція 33) і центральної (позиція 34) секцій, розміщено в площинах Е, що перетинаються між собою по осі X (див. схему на фіг. 11). Переднє горизонтальне оперення 7 розташоване в площині Е2, що перпендикулярна осі Y (див. схеми на фіг. 4-5, 12). Переднє горизонтальне оперення 7 розташоване в площині Е2, що проходить нижче осі X (див. схему на фіг. 12). Конструктивно та технологічно при розташуванні осі 26 обертанні лопатей 18 повітряного гвинта паралельно осі X, площа W обертання лопатей 18 повітряного гвинта розташована в районі переходу задньої кромки 32 переднього горизонтального оперення 7 в передню кромку 25 бортової секції (позиція 33) консолі крила 3 (див. схеми на фіг. 8-9). При розташуванні осі 26 обертанні лопатей 18 повітряного гвинта паралельно осі X, площа W обертання лопатей 18 повітряного гвинта проходить через центра мас (позиція «ЦМ») літака (див. схеми на фіг. 3, 8-9). Місце стику (позиції 41 та 42) відповідних задніх кромок (позиції 36 і 37 та позиції 37 і 39) крила 3 виконано або під чітко визначеним кутом (див. схему на фіг. 8-10), або закругленим за радіусом з плавним переходом у лінійні форми зазначених 50301 16 задніх кромок (позиції 36 і 37 та позиції 37 і 39) крила 3, відповідно, бортової (позиція 33) і центральної (позиція 34) та центральної (позиція 34) і кінцевої (позиція 35) секцій консолі крила 3 (див. схему на фіг. 20). Технологічно верхня поверхня 43 трапецієподібної верхньої частини 15 фюзеляжу 1 виконана закругленою (див. схеми на фіг. 11-12). Гвинтомоторну групу виконано або за одногвинтовою схемою (див. схеми на фіг. 1-2), або за двогвинтовою схемою із зустрічним обертанням повітряних гвинтів (на схемах фіг. 1-28 - не показано). Конструктивно в районі кінцевої частини 28 пера лопатей 18 повітряного гвинта виконаний виріз 44, при цьому виріз 44 розташований або на задній кромці 45 лопатей 18 (див. схему на фіг. 21), або на передній кромці 46 лопатей 18 (див. схему на фіг. 22), або на обох зазначених кромках (позиції 45 і 46) та таким, що починається від закінцівки 28 лопатей 18 убік її окоренкової частини 47 (див. схеми на фіг. 23). Конструктивно та технологічно двигуни 12 (силової установки 6) розміщено в фюзеляжі 1 і з'єднано трансмісією 48 чи будь-якою іншою системою передачі обертового моменту з системою 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (див. схему на фіг. 18-19). Зазначена трансмісія 48 містить синхронізуючі вали 49, які зв'язано з редукторами 50 двигунів 12, а кожний із зазначених двигунів 12 постачено муфтою 51 вільного ходу, яка забезпечує автоматичне відключення двигуна 12 в аварійному режимі (див. схеми на фіг. 18-19, 24). Система керування 11 двигунами 12 містить пристрій 52 зміни кроку лопатей 18 повітряних гвинтів. Механізм 20 перестановки повітряного гвинта виконано з можливістю зупинки і фіксації повітряного гвинта у кожному проміжному положенні. Задня кромка 32 переднього горизонтального оперення 7 та передні кромки 25 секцій (позиції 33, 34 і 35) крила 3 у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра D повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 89). Місце стику овальної нижньої частини 14 і трапецієподібної верхньої частини 15 фюзеляжу 1 виконано з утворенням грані 53 по всій довжині фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 1-2, 6-7, 11-12). Повітряний гвинт виконано діаметром D не менше висоти h фюзеляжу 1 в площині W обертання зазначеного повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 34, 6, 18-19) - в районі центра мас (позиція «ЦМ») літака. Літак вертикального зльоту і посадки, який заявляється, експлуатується/використовується таким чином. Попередньо виготовляють конструктивні елементи літака, з яких він збирається - див. фіг. 1-24. Літак вертикального зльоту і посадки, який заявляється, конструктивно виготовляють таким, що містить фюзеляж 1 з кабіною 2 екіпажу, крило 3 з органами 4 поперечного керування та зі злітнопосадковою механізацією 5, силову установку 6, переднє горизонтальне оперення 7, шасі (позиція 8 - основні стійки) з носовим колесом 9, систему 10 керування літаком, систему 11 керування двигунами 12 та системи забезпечення (позиція 13). 17 Фюзеляж 1 виконують обтічним та таким, що конструктивно містить носову частину 38 фюзеляжу (де розташовують кабіну 2 екіпажу), задню частину 16 фюзеляжу (де розташовують двигуни 12 силової установки 6 з редукторами 50, синхронізуючими валами 49 та муфтою 51 вільного ходу, яка забезпечує автоматичне відключення двигуна 12 в аварійному режимі). Фюзеляж 1 виконують формою поперечного перетину, що складається з овальної нижньої частини (позиція 14) фюзеляжу та трапецієподібної верхньої частини (позиція 15) фюзеляжу, при цьому верхню поверхню 43 трапецієподібної верхньої частини 15 фюзеляжу 1 виконують закругленою (див. схему на фіг. 12). Конструктивно і технологічно місце стику овальної нижньої частини (позиція 14) і трапецієподібної верхньої частини (позиція 15) фюзеляжу 1 виконують з утворенням грані по всій довжині фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 11-12). Фюзеляж 1 виконують висотою h в площині W обертання повітряного гвинта (в районі центра мас (позиція «ЦМ» літака) та таким, що містить теоретично розраховану поздовжню будівельну вісь 27. Зазначений фюзеляж 1 виконують із звуженням міделю в районі центральної його частини, при цьому задню частину 16 фюзеляжу 1 виконують принаймні прямою в площині Q, перпендикулярній осі X (див. схеми на фіг. 8-9). В фюзеляжі 1 виконують ніші, в яких розміщують вузли кріплення носової стійки (позиція 9) шасі та основних стійок (позиція 8) шасі, при цьому основні стійки 8 шасі розміщують за центром мас (позиція «ЦМ») літака. В фюзеляжі 1 також розміщують системи 13 забезпечення (наприклад, паливна система, масляна система, повітряна система та інші) функціонування виконавчих елементів та механічний інтегруючий пристрій 23, що виробляє вихідні дані для системи 10 керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта (який зв'язаний із виконавчими елементами зазначеної системи 10). Кабіну 2 екіпажу розміщують в передній (носовій - позиція 38) частині фюзеляжу 1 із закінченням її по довжині фюзеляжу 1, як варіант конструктивного виконання, до площини W обертання повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 1-3). В кабіні 2 екіпажу розміщують ручку 54 керування літаком (що входить до складу системи 10 керування літаком), важелі 55 керування двигунами 12 силової установки 6 (що входять до складу системи 11 керування двигунами), крісла 56 членів екіпажу, ручку 21 керування поворотом повітряного гвинта, приладову дошку 57 з розміщеними на ній приладами, сигнальними табло, тумблерами та покажчиком 22 положення повітряного гвинта, та педалі 58 (що також входять до складу системи 10 керування літаком) (див. схеми на фіг. 1-3). Крило 3 конструктивно виконують у формі «зворотної чайки» зі зміною кута поперечного V крила (позиція 3) від позитивного до негативного (див. схеми на фіг. 4-5, 11, 19). Конструктивно крило 3 літака виконують сполученої форми стрілоподібності, що переходить по ділянках за розмахом крила від нормальної до зворотної форми стрілоподібності (див. схеми на фіг. 8-10). Кожну з консолей крила 3 виконують принаймні з трьох секцій 50301 18 - бортової (позиція 33), центральної (позиція 34) та кінцевої (позиція 35) (див. схеми на фіг. 10, 20). Конструктивно бортову (позиція 33), центральну (позиція 34) та кінцеву (позиція 35) секції консолі крила 3 виконують за розмахом у співвідношенні 1:1,5:2,5. Конструктивно бортову (позиція 33) та центральну (позиція 34) секції крила 3 розташовують в одній площині Е під позитивним кутом поперечного V крила не більше 30° щодо осі Z в горизонтальній площині (див. схему на фіг. 11). Кінцеву секцію (позиція 35) виконують розташованою вниз під негативним кутом поперечного V крила не більше 40° відносно площини Е розташування бортової (позиція 33) та центральної (позиція 34) секцій крила 3 (див. схему на фіг. 11, 19). Конструктивно задню кромку 36 бортової секції (позиція 33) розміщують під кутом не менше 30° щодо осі Z з нахилом у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-10). Задню кромку 37 центральної секції (позиція 34) розміщують під кутом не більше 5° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини 38 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-10). Задню кромку 39 кінцевої секції (позиція 35) розміщують під кутом не більше 20° щодо осі Z з нахилом у бік носової частини 38 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-10). Передню кромку 25 бортової секції (позиція 33) крила 3 виконують за нормальною схемою стрілоподібності та із плавним сполученням з бортом фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-10). Передню кромку 25 бортової секції (позиція 33) крила 3 виконують вигнутою у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 зі зміною кута по параболі за функцією не менше х5 та із плавним сполученням з передньою кромкою 25 центральної секції (позиція 34) крила 3 (див. схеми на фіг. 8-10). Передню кромку 25 центральної секції (позиція 34) крила 3 виконують за нормальною схемою стрілоподібності та вигнутою у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2 (див. схеми на фіг. 8-10). Передню кромку 25 кінцевої секції (позиція 35) крила 3 виконують за зворотною схемою стрілоподібності та вигнутою відносно кінцевої хорди bk крила 3 у бік задньої частини 16 фюзеляжу 1 зі зміною кута по параболі за функцією не більше х3 та із плавним сполученням з передньою кромкою 25 центральної секції (позиція 34) крила 3 в плані (див. схеми на фіг. 8-10, 20). Конструктивно місце стику (позиція 40) центральної (позиція 34) та кінцевої (позиція 35) секцій консолі крила 3 виконують як місце зміни кута поперечного V крила з позитивного на негативний (див. схеми на фіг. 4-5, 11, 19). Місце переходу (позиція 41) задньої кромки 36 бортової секції (позиція 33) крила 3 у задню кромку 37 центральної секції (позиція 34) крила 3 виконують розташованим в площині Е1 задньої частини 16 фюзеляжу (див. схеми на фіг. 8-9). Задню кромку 32 переднього горизонтального оперення 7 виконують такою, що плавно переходить в передню кромку 25 бортової секції (позиція 33) консолі крила 3 (див. схеми на фіг. 8-9, 13). Частини крила З, що створені з'єднанням між собою бортової (позиція 33) і центральної (позиція 34) секцій, розміщують в площинах Е, що перетинаються між собою по осі X (див. схему на фіг. 11). Закінцівки крила 3 19 виконують паралельними будівельній осі 27 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9). Місце стику/переходу (позиції 41 та 42) відповідних задніх кромок (позиції 36 і 37 та позиції 37 і 39) крила 3 виконують або під чітко визначеним кутом (див. схему на фіг. 10), або закругленим за радіусом з плавним переходом у лінійні форми зазначених задніх кромок (позиції 36 і 37 та позиції 37 і 39) крила 3, відповідно, бортової (позиція 33) і центральної (позиція 34) та центральної (позиція 34) і кінцевої (позиція 35) секцій консолі крила 3 літака (див. схему на фіг. 20 - як варіанти конструктивного виконання). На крилі 3, а саме в місці стику (позиція 40) центральної (позиція 34) та кінцевої (позиція 35) секцій консолі крила 3, розміщують систему 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (від двигуна 12 силової установки 6 за допомогою трансмісії 48. Зазначена система 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта містить, як варіант конструктивного виконання, шарнірний вузол 19 повороту повітряного гвинта для створення вертикальної і горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці, та механізм 20 перестановки повітряного гвинта, який зв'язано з ручкою 21 керування поворотом повітряного гвинта. Механізм 20 перестановки повітряного гвинта виконується з можливістю зупинки і фіксації повітряного гвинта у кожному проміжному положенні (при переміщенні повітряного гвинта з положення, коли вісь 26 його обертання співпадає з віссю координат X літака, до положення, коли зазначена вісь 26 співпадає з віссю координат Y літака, і в зворотний бік). Система 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (кожної консолі крила 3) розташована своєю поздовжньою віссю 24 паралельно будівельній осі 27 фюзеляжу 1. Усередині крила 3 розташовано трансмісію 48 чи будь-якою іншу систему передачі обертового моменту з двигуна 12 до системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 18-19). Зазначена трансмісія 48 містить синхронізуючі вали 49, які зв'язано з редукторами 50 двигунів 12, а кожний із зазначених двигунів 12 постачено муфтою 51 вільного ходу, яка забезпечує автоматичне відключення двигуна 12 в аварійному режимі (див. схеми на фіг. 18-19, 24). Повітряний гвинт виконано багатолопатевим (позиції 18) з розташуванням лопатей 18 в одній площині W обертання (див. схеми на фіг. 1-9). Зазначений повітряний гвинт містить принаймні чотири лопатей 18 (як варіант конструктивного виконання), які закріплено (разом з пристроєм 52 зміни кроку лопатей 18 повітряних гвинтів) в шарнірному вузлі 19 повороту повітряного гвинта з можливістю його повороту (за допомогою механізм 20 перестановки повітряного гвинта) на кут не менше 90°, наприклад, здійснюється поворот осі 26 обертання лопатей 18 з положення, що співпадає з віссю координат X літака, до положення, що співпадає з віссю координат Y літака, і в зворотний бік, таким чином кожну із зазначених систем 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта розміщено відносно хорди b крила 3 з можливістю змінювання положення осі 26 обертання лопатей 18 50301 20 відносно осі Y у бік осі X на кут не менше 90°. Конструктивно і технологічно кожну з систем 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта розміщено з виносом g відносно передньої кромки 25 крила 3 та паралельно одна до іншої і симетрично поздовжній осі X літака (див. схеми на фіг. 13). Повітряний гвинт виконують діаметром D не менше висоти h фюзеляжу 1 в площині W обертання зазначеного повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 3-4, 6, 11, 19) - в районі центра мас (позиція «ЦМ») літака (для забезпечення зльоту літака «по літаковому»). Кожна з лопатей 18 повітряного гвинта виконується або за класичною схемою /5/, або конструктивно в районі кінцевої частини 28 пера лопатей 18 повітряного гвинта виконується виріз 44. При цьому виріз 44 розташований або на задній кромці 45 лопатей 18 (див. схему на фіг. 21), або на передній кромці 46 лопатей 18 (див. схему на фіг. 22), або на обох зазначених кромках (позиції 45 і 46) та таким, що починається від закінцівки 28 лопатей 18 убік її окоренкової частини 47 (див. схему на фіг. 23). Гвинтомоторну групу виконують або за одногвинтовою схемою (див. схеми на фіг. 1-2) /5/, або за двогвинтовою схемою із зустрічним обертанням лопатей 18 повітряного гвинтів (на схемах фіг. 1 28 - не показано). Переднє горизонтальне оперення 7 конструктивно і технологічно виконують цільноповоротним (див. схеми на фіг. 8-9, 17). Зазначене переднє горизонтальне оперення 7 виконують симетричним в плані відносно вертикальної осі 29, що проходить через центр закінцівки 30 перпендикулярно будівельної осі 27 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9, 13). Переднє горизонтальне оперення 7 виконується з хордою b1, що зменшується за розмахом lго зазначеного переднього горизонтального оперення 7 (див. схему на фіг. 13). Передня (позиція 31) та задня (позиція 32) кромки переднього горизонтального оперення 7 виконано вигнутою у бік закінцівки 30 зі зміною кута по параболі за функцією не менше х2 (див. схему на фіг. 13). Переднє горизонтальне оперення 7 виконано за розмахом lго меншим переважно у два рази ніж розмах Up крила 3 (див. схеми на фіг. 8-9, 13). Закінцівки переднього горизонтального оперення 7 виконано паралельними будівельній осі 27 фюзеляжу 1 (див. схеми на фіг. 8-9, 13). Переднє горизонтальне оперення 7 конструктивно і технологічно розташовують в площині Е2, що перпендикулярна осі Y (див. схему на фіг. 11-12). Переднє горизонтальне оперення 7 розташовують в площині Е2, що проходить нижче осі X літака (див. схему на фіг. 12). Конструктивно при збиранні літака в єдину конструкцію задня кромка 32 переднього горизонтального оперення 7 та передні кромки 25 секцій (позиції 33, 34 і 35) крила 3 у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра D повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 8-9). По завершенню заходів щодо збирання літака здійснюють його використання. 21 Літак вертикального зльоту і посадки, який заявляється, використовується/експлуатується таким чином. Системи (позиція 13) літака заряджаються відповідними речовинами. Екіпаж займає свої місця в кабіні 2 у кріслах 56. Закривається фонарь кабіни 2, і льотчики вибирають режим зльоту - або зліт «по літаковому» (з розбігом по злітно-посадковій смузі аеродрому), або вертикальний зліт. 1. Виконання зльоту «по літаковому» (див. схеми на фіг. 1, 3-4, 6, 8 та методику зльоту на фіг. 25-26). При виконанні зльоту «по літаковому», запускаються двигуни 12 силової установки 6 і обертовий момент від валу двигуна 12 передається через редуктор 50 на муфту 51 вільного ходу і далі через синхронізуючі вали 49 на трансмісію 48. З трансмісії 48 обертовий момент від валу двигуна 12 передається на систему 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта, яка розкручує повітряний гвинт (лопатей 18). При цьому за допомогою ручки 21 керування поворотом повітряного гвинта зазначений повітряний гвинт встановлюється (за допомогою механізму 20 перестановки повітряного гвинта) в положення, коли вісь 26 обертання лопатей 18 буде співпадати з поздовжньою віссю 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (відносно шарнірного вузла 19 повороту повітряного гвинта). В разі збігу осі 26 обертання лопатей 18 з поздовжньою віссю 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта, механізм 20 перестановки повітряного гвинта здійснює зупинку і фіксацію повітряного гвинта у зазначеному проміжному положенні. Положення площини W обертання зазначеного повітряного гвинта відносно осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта контролюється членами екіпажу по покажчику 22 положення повітряного гвинта (покажчик 22 розміщено, як варіант конструктивного виконання, на приладовій дошці 57). Далі, за допомогою пристрою 52 зміни кроку лопатей 18 повітряних гвинтів, здійснюється установка лопатей 18 повітряних гвинтів у злітне положення, а саме, на відповідний кут набігання повітряного потоку на передню кромку 46 лопатей 18. За допомогою важелів 55 керування двигунами 12, зазначені двигуни 12 переводяться на злітний режим, а за допомогою ручки 54 керування літаком та педалей 58 здійснюється корекція переміщення літака по злітно-посадковій смузі. Перед зльотом літака злітно-посадочна механізація 5 крила 3 (що розташована на передній кромці 25 та на задніх кромках 36 і 37, відповідно, бортової (позиція 33) секції консолі крила 3 та центральної (позиція 34) секції консолі крила 3 встановлюється на відповідний кут і контролюється членами екіпажу по приладам, що розташовано на приладовій дошці 57 в кабіні 2 літака. При цьому переднє горизонтальне оперення 7 виставляється у злітне положення. Відпускаються стоянкові гальма основних стійок 8 шасі і під дією повітряних гвинтів літак починає розбіг по злітно-посадковій смузі. При цьому 50301 22 здійснюється ефективне обдування всього крила 3 повітряним гвинтом. При наборі відповідної висоти екіпаж здійснює прибирання шасі (передньої стійки 9 та основних стійок 8) в ніші фюзеляжу 1. В польоті еволюції літака здійснюються за допомогою органів 4 поперечного керування, що виконано на крайніх (кінцевих - позиція 35) секціях консолі крила 3 та за допомогою цільноповоротного переднього горизонтального оперення 7. В польоті постійно працює механічний інтегруючий пристрій 23, що виробляє вихідні дані для системи 10 керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта. Для здійснення посадки «по літаковому» льотчики випускають злітно-посадочну механізацію 5, що розташована на передній кромці 25 та на задніх кромках 36 і 37, відповідно, бортової (позиція 33) секції консолі крила 3 та центральної (позиція 34) секції консолі крила 3 у посадочне положення на відповідний кут. За допомогою органів 4 поперечного керування і переднього горизонтального оперення 7 (за допомогою якого здійснюється керування літаком в поздовжньому каналі) здійснюються еволюції літака для заходу на посадку. Випускається шасі (позиції 8 і 9) і літак торкається поверхні злітно-посадкової смуги колесами основних стійок (позиція 8) шасі з наступним опусканням носової частини 38 фюзеляжу 1 з торканням зазначеної поверхні злітно-посадкової смуги колесом передньої (позиція 9) стійки шасі і вмиканням гальм коліс. Після зупинки літака вимикаються двигуни 12 силової установки 6, злітно-посадочна механізація 5 вбирається в крило 3, вимикаються всі виконавчі механізми усіх систем (позиції 10, 11 та 13) літака і екіпаж залишає кабіну 2 літака після зупинки обертання лопатей 18 повітряного гвинта. 2. Виконання вертикального зльоту (див. схеми на фіг. 2, 5, 7, 9 та методику зльоту на фіг. 2728). При виконанні вертикального зльоту екіпаж за допомогою ручки 21 керування поворотом повітряного гвинта встановлює (за допомогою механізму 20 перестановки повітряного гвинта) зазначений повітряний гвинт в положення, коли вісь 26 обертання лопатей 18 буде знаходитись під кутом 90° до поздовжній осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта і контролює кут розташування осі 26 обертання лопатей 18 відносно шарнірного вузла 19 повороту повітряного гвинта (який призначений для створення вертикальної чи горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці) по покажчику 22 положення повітряного гвинта. Коли повітряний гвинт буде розташований в положенні, при якому площина W обертання зазначеного повітряного гвинта буде знаходитись перпендикулярно відносно осі Y літака, механізм 20 перестановки повітряного гвинта здійснює зупинку і фіксацію повітряного гвинта у зазначеному проміжному положенні (див. схеми на фіг.2, 5, 7, 9 та на фіг. 27). Запускаються двигуни 12 силової установки 6 і обертовий момент від валу двигуна 12 передається через редуктор 50 на муфту 51 вільного ходу і далі через синхронізуючі вали 49 на трансмісію 48. 23 З трансмісії 48 обертовий момент від валу двигуна 12 передається на систему 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта, яка розкручує повітряний гвинт (лопатей 18). У разі розташування осі 26 обертання лопатей 18 під кутом 90° щодо поздовжній осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта, обертовий момент від системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта передається через шарнірний вузол 19 повороту зазначеного повітряного гвинта (див. схеми на фіг. 18-19, 24). Положення площини W обертання зазначеного повітряного гвинта відносно осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта контролюється членами екіпажу по покажчику 22 положення повітряного гвинта (див. схему на фіг. 2). Далі, за допомогою пристрою 52 зміни кроку лопатей 18 повітряних гвинтів, здійснюється установка лопатей 18 повітряних гвинтів у злітне положення, а саме, на відповідний кут набігання повітряного потоку на передню кромку 46 лопатей 18. За допомогою важелів 55 керування двигунами 12, зазначені двигуни 12 переводяться на злітний режим, а за допомогою ручки 54 керування літаком та педалей 58 здійснюється корекція переміщення літака по злітно-посадковій смузі до місця зльоту. Перед зльотом літака злітно-посадочна механізація 5 крила 3 (що розташована на передній кромці 25 та на задніх кромках 36 і 37, відповідно, бортової (позиція 33) секції консолі крила 3 та центральної (позиція 34) секції консолі крила 3 встановлюється на відповідний кут і контролюється членами екіпажу по приладам, що розташовано на приладовій дошці 57 в кабіні 2 літака. При цьому переднє горизонтальне оперення 7 виставляється (а може і не виставлятися) у злітне положення. За допомогою важелів 55 керування двигунами збільшується тяга/потужність двигунів 12 (яка, як і обороти лопатей 18 повітряного гвинта) контролюється по приладах, розташованих на приладовій дошці 57. При досягненні необхідної за технічними характеристиками потужності двигунів 12 силової установки 6 та оборотів лопатей 18 повітряних гвинтів, здійснюється відрив коліс шасі (позиції 8 і 9) від поверхні злітно-посадкової смуги і вертикальний підйом літака на визначену висоту. При цьому відштовхуванні повітряного потоку від лопатей 18 повітряного гвинта буде здійснюватися у простір, що сформований задньою кромкою 32 переднього горизонтального оперення 7 та передньою кромкою 25 секцій (позиції 33, 34 і 35) крила 3 (які у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра D повітряного гвинта) (див. схеми на фіг. 9, 28). Таке відкидання повітряного потоку від лопатей 18 повітряного гвинта не буде затіняти несучих поверхонь переднього горизонтального оперення 7 та крила 3 (див. схеми на фіг. 2, 9, 28). При наборі відповідної висоти екіпаж здійснює прибирання шасі (передньої стійки 9 та основних 50301 24 стійок 8) в ніші фюзеляжу 1 і поворот (за допомогою ручки 21 керування поворотом повітряного гвинта і зв'язаним з нею механізмом 20 перестановки повітряного гвинта) площини W обертання лопатей 18 повітряного гвинта в положення, коли вісь 26 обертання лопатей 18 буде співпадати з поздовжньою віссю 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (відносно шарнірного вузла 19 повороту повітряного гвинта). Спрацьовує механічний інтегруючий пристрій 23, який виробляє вихідні дані для системи 10 керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта. В разі збігу осі 26 обертання лопатей 18 з поздовжньою віссю 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта, механізм 20 перестановки повітряного гвинта здійснює зупинку і фіксацію повітряного гвинта у зазначеному проміжному положенні. Положення площини W обертання зазначеного повітряного гвинта відносно осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта контролюється членами екіпажу по покажчику 22 положення повітряного гвинта (див. схему на фіг. 2). В даному положенні площини W обертання зазначеного повітряного гвинта відносно осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта забезпечується політ літака «по літаковому». В польоті еволюції літака здійснюються за допомогою органів 4 поперечного керування, що виконано на крайніх (кінцевих - позиція 35) секціях консолі крила 3 та за допомогою цільноповоротного переднього горизонтального оперення 7. В польоті постійно працює механічний інтегруючий пристрій 23, що виробляє вихідні дані для системи 10 керування літаком в залежності від положення повітряного гвинта. Для здійснення вертикальної посадки льотчики випускають злітно-посадочну механізацію 5, що розташована на передній кромці 25 та на задніх кромках 36 і 37, відповідно, бортової (позиція 33) секції консолі крила 3 та центральної (позиція 34) секції консолі крила 3 у посадочне положення на відповідний кут. За допомогою органів 4 поперечного керування і переднього горизонтального оперення 7 (за допомогою якого здійснюється керування літаком в поздовжньому каналі) здійснюються еволюції літака для заходу на посадку. Випускається шасі (позиції 8 і 9) - див. схему на фіг. 2. Після цього за допомогою ручки 21 керування поворотом повітряного гвинта і зв'язаним з нею механізмом 20 перестановки повітряного гвинта) площина W обертання лопатей 18 повітряного гвинта переводиться в положення, коли вісь 26 обертання лопатей 18 буде паралельна осі Y літака (або перпендикулярною осі 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта відносно шарнірного вузла 19 повороту повітряного гвинта), а за допомогою важелів 55 керування двигунами 12 здійснюється зменшення величини тяги/потужності двигунів 12 (яка, як і обороти лопатей 18 повітряного гвинта) контролюється по приладах, розташованих на приладовій дошці 57 (див. схему на фіг. 2). 25 Здійснюється зависання та вертикальне опускання літака до моменту, коли літак торкається поверхні злітно-посадкової смуги колесами основних стійок (позиція 8) шасі та колесом передньої (позиція 9) стійки шасі. Після цього вимикаються двигуни 12 силової установки 6, злітно-посадочна механізація 5 вбирається в крило 3, вимикаються всі виконавчі механізми усіх систем (позиції 10, 11 та 13) літака і екіпаж залишає кабіну 2 літака після зупинки обертання лопатей 18 повітряного гвинта. Повітряний гвинт або не переустановлюється з положення, при якому здійснювалася вертикальна посадка, або переустановлюється в положення, при якому вісь 26 обертання лопатей 18 буде співпадати з поздовжньою віссю 24 системи 17 передачі оберту на лопатей 18 повітряного гвинта (відносно шарнірного вузла 19 повороту повітряного гвинта) (див. схеми на фіг. 1, 3). Підвищення ефективності застосування літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається шляхом виконання крила сполученої форми стрілоподібності, що переходить по ділянках за розмахом крила від нормальної до зворотної форми стрілоподібності, виконання системи передачі оберту на лопатей повітряного гвинта такою, що містить шарнірний вузол повороту повітряного гвинта для створення вертикальної і горизонтальної складової тяги на зльоті і посадці та механізм перестановки повітряного гвинта, здійснення можливості переведення вузла обертання лопатей повітряного гвинта в положення щодо створення вертикальної або горизонтальної складової тяги в площині, що проходить паралельно осі Z літака через центр 50301 26 мас літака. Підвищення ефективності застосування літака вертикального зльоту і посадки, який заявляється, у порівнянні з прототипом, досягається й тим, що задня кромка переднього горизонтального оперення та передні кромки секцій крила у сукупності створюють форму в плані, що наближена до форми кола із розміром діаметра повітряного гвинта, що, у свою чергу, не призводить до негативного впливу потоком повітря на затінення несучої поверхні крила і переднього горизонтального оперення. Джерела інформації: 1. В. Ф. Павленко «Самолеты вертикального взлета и посадки». Военное издательство Министерства обороны СССР. - М., 1966, стр. 62-66, рис. 2.6. Военно-транспортный самолет вертикального взлета и посадки ХС-142А -аналог. 2.В.Ф. Павленко «Самолеты вертикального взлета и посадки». Военное издательство Министерства обороны СССР. - М., 1966, стр. 66-67, рис. 2.9. Военно-транспортный самолет вертикального взлета и посадки Канадэр CL-84 - аналог. 3.В.Ф. Павленко «Самолеты вертикального взлета и посадки». Военное издательство Министерства обороны СССР. - М., 1966, стр. 67-70, рис. 2.12. Транспортный самолет вертикального взлета и посадки Белл-22А -аналог. 4.В. Ф. Павленко «Самолеты вертикального взлета и посадки». Военное издательство Министерства обороны СССР. - М., 1966, стр. 67-70, рис. 2.10. и рис. 2.11. Самолет вертикального взлета и посадки Х-19А - прототип. 5.С.Я. Стрижевский. «Основы аэродинамики воздушных винтов». ВВИА им. проф. Н. Е. Жуковского, М., 1954, стр. 12-80. 27 50301 28 29 50301 30 31 50301 32 33 50301 34 35 50301 36 37 50301 38 39 50301 40 41 Комп’ютерна верстка І.Скворцова 50301 Підписне 42 Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601