ВИНТОКРЫЛЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ КРИШТОПА (ВЛАК), ГИБРИДНАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА (ГСУ) И СПОСОБ ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ ВЛАК С ГСУ (ВАРИАНТЫ)
CRISTOP ROTOR-WING AIRCRAFT (CRWA), HYBRID POWER PLANTS (HPP) AND METHOD FOR FUNCTIONING OF CRWA WITH HPP (OPTIONS)

Группа изобретений относится к области винтокрылых летательных аппаратов, сочетающих в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, использующих гибридную силовую установку, содержащую реактивные двигатели и/или двигатели внутреннего сгорания и систему из обратимой двухмерной электромашины и отдельных электродвигателей с пропеллером. Все варианты исполнения винтокрылых летательных аппаратов имеют возможность вертикального взлета и посадки на твердую поверхность любого типа и обладают сверхманевренностью, то есть практически могут быстро изменить направление полета в горизонтальной плоскости на любой угол и обладают высокой надежностью и безопасностью эксплуатации.
Из существующего уровня техники известно транспортное средство - вертолет, винтокрылый аэродинамический летательный аппарат, обладающий свойством совершать взлет и посадку по вертикали, зависать в воздухе и перемещаться в любом направлении и у которого подъемная и движущая (пропульсивная) силы на всех этапах полета создаются одним или несколькими несущими винтами с приводом от одного или нескольких двигателей.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство - самолет, воздушное судно, предназначенное для полетов в атмосфере с помощью силовой установки, создающей тягу, и неподвижного, относительно других частей аппарата крыла, создающего подъемную силу.
Также из существующего уровня техники известно транспортное средство конвертоплан - (винтоплан), летательный аппарат с поворотными движителями (как, правило, винтовыми), которые на взлете и при посадке работают как подъемные, а в горизонтальном полете - как тянущие; при этом подъемная сила обеспечивается крылом самолетного типа. Обычно двигатели поворачиваются вместе с винтами, но могут поворачиваться одни лишь винты.
Из уровня техники известны также электрические машины с вращающимся статором и ротором, или так называемые двухмерные электрические машины, имеющие две вращающиеся части и две степени свободы, и имеющие при математическом описании процессов преобразования энергии два уравнения движения [Копылов И.П. Электрические машины: учебник для вузов / И.П. Копылов. - 3-е изд., испр. - М.: Высш. шк., 2002. - 607 с.].
Также из существующего уровня техники известны различные схемы гибридных силовых установок (ГСУ), например вариант ГСУ, разрабатываемый ЦИАМ на базе турбовального двигателя ТВ 2-117 с электрогенератором, которые устанавливаются в хвостовой части самолета, а в носовой части самолета отдельный электродвигатель с пропеллером.
Известен также патент на полезную модель RU 164690 от 22.03.2016 (автор Криштоп Анатолий Михайлович (RU), в котором описано «Маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения», характеризующееся тем, что включает в себя систему подачи воздуха, использующую, как минимум один источник предварительно сжатого воздуха, систему подачи топлива, использующую, как минимум, один вид топлива, и систему детонационного горения, состоящую из динамичной камеры газогенерации, керамической камеры сгорания, с, как минимум, двумя отдельными устройствами запуска процесса детонационного горения, работающими, как минимум, от основной топливной системы, выходного сопла и маятникового керамического шибера, расположенного внутри системы детонационного горения, ось которого имеет возможность фиксации его в среднем положении, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две равные симметричные незапертые области в нерабочем режиме, и возможность ограниченных поворотов в крайние положения керамического шибера в рабочем режиме, для разделения системы детонационного горения в продольном сечении на две поочередно динамично запираемые в противофазе области системы детонационного горения, одна из которых открыта со стороны подачи топливовоздушной смеси и заперта в сторону выходного сопла, а другая в противофазе, заперта со стороны подачи топливно-воздушной смеси и открыта в сторону выходного сопла, а также включает в себя как минимум одно стартерное устройство, которое имеет возможность ограниченно поворачивать ось маятникового керамического шибера в его крайние положения, а также фиксировать ось маятникового керамического шибера в его среднем положении.
Из уровня техники также известно, что реактивные двигатели, использующие «быстрое» детонационное горение намного эффективнее существующих реактивных двигателей, использующих «медленное» обычное горение топлива.
Однако из уровня техники не известны гибридная силовая установка, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента тепловых двигателей или турбин, и не известен винтокрылый летательный аппарат с такой гибридной силовой установкой, сочетающий в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана.
Таким образом, остается актуальной задача создания винтокрылого летательного аппарата, сочетающего в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, с гибридной силовой установкой, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента газовых турбин и/или двигателей внутреннего сгорания.
Задачей достижения технического результата, на который направлена заявленная группа изобретений, является создание винтокрылого летательного аппарата, сочетающего в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, с гибридной силовой установкой, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента газовых турбин и/или двигателей внутреннего сгорания.
Указанная задача (достижение технического результата) решается тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 1 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 2 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 3 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложена гибридная силовая установка по пункту 5 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Винтокрылый Летательный Аппарат Криштопа по пункту 6 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Винтокрылый Летательный Аппарат Криштопа по пункту 7 формулы изобретения.
Указанная задача (достижение технического результата) решается также тем, что предложен Винтокрылый Летательный Аппарат Криштопа по пункту 8 формулы изобретения.
Технический результат достигается также в способе функционирования Винтокрылого Летательного Аппарата Криштопа по пункту 9 формулы изобретения.
Сущность группы изобретений поясняется чертежами Фиг. 1, Фиг. 2, Фиг. 3 и Фиг. 4.
На чертеже Фиг. 1 представлены пояснительные эскизы Винтокрылого Летательного Аппарата Криштопа (далее - ВЛАК) с гибридной силовой установкой (далее - ГСУ) для вариантов исполнения ВЛАК по пунктам 5 и 6 формулы изобретения с ГСУ по пунктам 1 и 2 формулы изобретения, которые используют пульсирующие воздушно-реактивные двигатели и/или маятниково-шиберные устройства реактивного детонационного горения и ВЛАК с ГСУ на эскизе Фиг. 1-1/1- содержат систему управления (на чертеже не показана), первичный источник энергии, например аккумуляторная батарея (на чертеже не показана), обратимую двухмерную электромашину 6, статор 5 и ротор 4 которой свободно вращаются в верхнем опорном подшипниковом узле 3, жестко закрепленном вместе с устройством регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 конструктивно совмещенного с наружным корпусом верхнего подшипникового узла 3 и вместе жестко закрепленных на несущем корпусе 1 в виде полусферы через кронштейны 32 в верхней части расположенного в центре полусферы открытого цилиндрического воздушного канала 33, в нижней части которого через кронштейны 34 также жестко закреплен нижний опорный подшипниковый узел 12, на уровне нижней горизонтальной поверхности 13 несущего корпуса 1 в виде полусферы, где к нижнему полому выходному валу 11 обратимой двухмерной электромашины 6 подключена воздушная турбина, включающая в себя верхнее роторное колесо, например правого вращения, со спицами 30 (Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 14 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки и свой тороидальный топливный бак 8, на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 9 и 16, и включающая в себя также нижнее роторное колесо, например, соответственно противоположного левого вращения, со спицами 30 (показаны на Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 19 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки и свой тороидальный топливный бак 18, на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 17 и 20 и при этом нижнее роторное колесо жестко закреплено на цельном выходном валу 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6. Внутреннее пространство 7 внутри между нижней горизонтальной поверхностью 13 и несущим корпусом 1 в виде полусферы, за исключением объема открытого цилиндрического воздушного канала 33, предназначено для полезной нагрузки, например для кабины пилота и салона пассажиров и/или грузового отсека. Устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 конструктивно совмещено с наружным корпусом верхнего опорного подшипникового узла 3 и показано на эскизе Фиг. 2-2/2-, колеса шасси, имеющие или не имеющие электропривод, могут быть любого известного типа. Также на чертеже Фиг. 1 представлен пояснительный эскиз Фиг. 1-1/2- воздушной турбины (вид снизу) в составе ГСУ, включающей в себя верхнее роторное колесо, содержащее лопасти 14 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и тороидальный топливный бак 8 (на проекции снизу закрыт видом нижнего тороидального топливного бака 18), на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 9 и 16, и также включающий в себя нижнее роторное колесо, содержащее лопасти 19 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и тороидальный топливный бак 18, на котором жестко закреплены противоположно расположенные и противоположно направленные пульсирующий воздушно-реактивный двигатель и/или маятниково-шиберное устройство реактивного детонационного горения 17 и 20, и таким образом, оба роторных колеса имеют возможность свободного разнонаправленного вращения в подшипниковых узлах, жестко закрепленных в несущем корпусе 1 ВЛАК.
На чертеже Фиг. 2 - представлены эскиз Фиг. 2-2/2-, устройства регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости и эскизы Фиг. 2-2/1-, Фиг. 2-2/3-, Фиг. 2-2/4-, различных режимных положений взлета, горизонтального полета и посадки ВЛАК с ГСУ.
На эскизе Фиг. 2-2/2- показан вид устройства регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 конструктивно совмещенного с наружным корпусом верхнего подшипникового узла 3, вместе жестко закрепленных на несущем корпусе 1 в виде полусферы. Внутри верхнего подшипникового узла 3 через ролики 29 свободно вращается внутренний цельный выходной вал 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6. и нижнее (левого вращения) роторное колесо с лопастями 19 воздушной турбины, а также через ролики 29 свободно вращается внешний полый выходной вал 11 статора 5 обратимой двухмерной электромашины 6 и верхнее (правого вращения) роторное колесо с лопастями 14 воздушной турбины. Сверху, вплотную к верхнему подшипниковому узлу 3 примыкает устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2, представляющее собой полый цилиндр, внутри которого напротив цельного выходного вала 10 расположен управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 25 с возвратной пружиной 26, а напротив полого выходного вала 11 расположен управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 28 с возвратной пружиной 27.
На эскизах Фиг. 2-2/1-, Фиг. 2-2/3-, Фиг. 2-2/4- показаны различные режимные положения элементов ВЛАК с ГСУ левого крыла 23 и правого крыла 24 самолетного типа, например, имеющими возможность складываться, и на каждом из которых расположены, по одному отдельному электродвигателю с пропеллером 21 и отдельному электродвигателю с пропеллером 22, имеющим возможность изменения положения относительно плоскости крыла. На эскизе Фиг. 2-2/1- показан первый вариант взлетно-посадочного режима ВЛАК, на котором левое крыла 23 и правое крыла 24 самолетного типа, подняты в вертикальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22, в составе ГСУ установлены в положение, как подъемные. На эскизе Фиг. 2-2/3- показан второй вариант взлетно-посадочного режима ВЛАК, на котором левое крыла 23 и правое крыла 24 самолетного типа, установлены в горизонтальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22, в составе ГСУ установлены в положение, как подъемные. На эскизе Фиг. 2-2/4- показан вариант режима ВЛАК в горизонтальном полете, при котором левое крыла 23 и правое крыла 24 самолетного типа, установлены в горизонтальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22, в составе ГСУ установлены в положение, как тянущие.
На чертеже Фиг. 3-представлены эскиз Фиг. 3-3/1-, на котором показаны устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2, конструктивно совмещенного с наружным корпусом верхнего подшипникового узла 3 и вместе жестко закрепленных на несущем корпусе 1 в виде полусферы через кронштейны 32 в верхней части расположенного в центре полусферы открытого цилиндрического воздушного канала 33 (вид сверху). На эскизе Фиг. 3-3/2- показаны элементы нижнего роторного колеса на выходном валу 10, левого вращения, со спицами 30 на которых установлены с профилем 31 лопасти 19 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки Фиг. 3-3/3- относительно плоскости нижнего роторного колеса с тороидальным топливным баком 18, механизм поворота лопастей известного типа и на эскизе не показан.
На чертеже Фиг. 4 - представлены пояснительные эскизы варианта исполнения ВЛАК по пункту 7 формулы изобретения с ГСУ по пункту 3 формулы изобретения, где используются, как минимум, две газовые турбины и/или два двигателя внутреннего сгорания, а вместо топливных баков на роторных колесах воздушной турбины установлены бандажи, жестко закрепленные на спицах, и ВЛАК с ГСУ на эскизе Фиг. 4-4/- содержат систему управления (на чертеже не показана), первичный источник энергии, например аккумуляторная батарея (на чертеже не показана), обратимую двухмерную электромашину 6, статор 5 и ротор 4 которой свободно вращаются в верхнем опорном подшипниковом узле 3, конструктивно совмещенного в одном корпусе с отдельными редукторами, например, двух газовых турбин: газовая турбина 38, закрепленная через кронштейны (на эскизе не показаны) на внутренней поверхности 37 открытого цилиндрического воздушного канала 33, подключенная через отдельный редуктор 35 к верхнему выходному полому валу 11 и газовая турбина 39, закрепленная через кронштейны (на эскизе не показаны) на внутренней поверхности 37 открытого цилиндрического воздушного канала 33, подключенная через отдельный редуктор 36 к верхнему выходному цельному валу 10. При этом устройство регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости, выполненное по аналогии с конструкцией на эскизе Фиг. 2-2/2- также конструктивно совмещено в одном корпусе с каждым отдельным редуктором - в отдельном редукторе 35 к верхнему выходному полому валу 11 имеет возможность прижиматься управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 25 с возвратной пружиной 26, а в отдельном редукторе 36 к верхнему выходному цельному валу 10 имеет возможность прижиматься управляемый приводом (на чертеже не показан) фрикцион 28 с возвратной пружиной 27. Весь узел подшипникового узла 3, конструктивно совмещенного в одном корпусе с отдельными редукторами 35 и 36 жестко закреплен на несущем корпусе 1 в виде полусферы через кронштейны 32 в верхней части расположенного в центре полусферы открытого цилиндрического воздушного канала 33, в нижней части которого через кронштейны 34 также жестко закреплен нижний опорный подшипниковый узел 12, на уровне нижней горизонтальной поверхности 13 несущего корпуса 1 в виде полусферы, где к нижнему полому выходному валу 11 обратимой двухмерной электромашины 6 подключена воздушная турбина, включающая в себя верхнее роторное колесо с наружным бандажом 40, например правого вращения, со спицами 30 (Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 14 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки, и включающая в себя также нижнее роторное колесо с наружным бандажом 41, например, соответственно противоположного левого вращения, со спицами 30 (Фиг. 3-3/2-), на которых установлены лопасти 19 воздушной турбины, с возможностью одновременного изменения угла атаки, и при этом нижнее роторное колесо жестко закреплено на цельном выходном валу 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6. Внутреннее пространство 7 внутри между нижней горизонтальной поверхностью 13 и несущим корпусом 1 в виде полусферы, за исключением объема открытого цилиндрического воздушного канала 33, предназначено для полезной нагрузки, например для кабины пилота и салона пассажиров и/или грузового отсека. Колеса шасси, имеющие или не имеющие электропривод, могут быть любого известного типа. Также на чертеже Фиг. 4 представлен пояснительный эскиз (Фиг. 4-4/2-) воздушной турбины (вид снизу) в составе ГСУ, включающей в себя верхнее роторное колесо, содержащее лопасти 14 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и наружный бандаж 40 (на проекции снизу закрыт видом нижнего наружного бандажа 41), на котором жестко закреплены спицы 30 (аналогично Фиг. 3-3/2-), и также включающий в себя нижнее роторное колесо, содержащее лопасти 19 воздушной турбины, имеющие возможность изменения углов атаки, и наружный бандаж 41, на котором жестко закреплены спицы 30 (аналогично Фиг. 3-3/2-). И таким образом, оба роторных колеса имеют возможность свободного разнонаправленного вращения в подшипниковых узлах, жестко закрепленных в несущем корпусе 1 ВЛАК.
Работа наиболее предпочтительного по удобству хранения в небольшом ангаре и по малой себестоимости эконом варианта исполнения ВЛАК с ГСУ описанного на чертеже Фиг. 1 с использованием недорогих, например бесклапанных пульсирующих воздушно-реактивных двигателей (далее - ПуВРД) и двух, крыльев самолетного типа, имеющими возможность складываться с недорогими асинхронными отдельными электродвигателями с пропеллером 21 и с пропеллером 22, с дешевой свинцово - кислотной аккумуляторной батареей, емкость которой должна быть достаточной только для запуска ГСУ и для обеспечения аварийной мягкой безопасной посадки ВЛАК при 20 секундном питании в двигательном режиме обратимой двухмерной электромашины 6, выполненной, например, в виде синхронной машины с постоянными очень мощными ниодимовыми магнитами на роторе, а подключение вращающейся трехфазной обмотки статора осуществляется, например, через контактные кольца с электрическими щетками к инвертору, преобразующему электроэнергию переменного тока в постоянный ток и наоборот (аналогичные схемы используются в электромобилях Chevrolet Volt и Bolt, в BMW i3, в Nissan Leaf) с наиболее целесообразной воздушной системой охлаждения за счет мощного движения воздуха в открытом цилиндрическом воздушном канале 33 при вращении лопастей 14 и 19 воздушной турбины - и происходит следующим образом. В исходном положении ГСУ отключено, с полностью заправленными тороидальным топливным баком 8 и тороидальным топливным баком 18, а крылья самолетного типа, имеющие возможность складываться находятся в вертикальном положении Фиг. 2-2/1-, при нулевом угле атаки лопастей 14 и 19 роторных колес воздушной турбины Фиг. 3-3/3-. Затем блок управления подает напряжение от первичного источника энергии - аккумулятора включая, таким образом, обратимую двухмерную электромашину 6, в режиме электродвигателя и путем раскрутки в противоположных направлениях статора 5 и ротора 4, которые свободно вращаются в верхнем подшипниковом узле 3 и нижнем подшипниковом узле 12 до оборотов, достаточных для создания достаточного давления набегающего потока воздуха для запуска в работу ПуВРД. Как известно из уровня техники, для запуска ПуВРД на уровне земной поверхности достаточно линейной скорости 100 м/сек и при 250 м/сек ПуВРД выходит уже на рабочие режимы, а максимальный удельный импульс ПуВРД достигается при линейной скорости около 400 м/сек. Следовательно, для варианта исполнения ВЛАК, например, с диаметром роторных колес воздушной турбины ГСУ, равным 4 метра и соответственно с длиной окружности, описываемой при вращении ПуВРД, равной 12, 56 метра уже при достижении скорости вращения 50 об/мин каждого из валов 10 и 11 обратимой двухмерной электромашины 6, в режиме электродвигателя, линейная скорость каждого из ПуВРД в ГСУ составит более скорости 100 м/сек, что вполне достаточно для уверенного включения в работу ПуВРД. Запуская, таким образом, воздушную турбину в составе ГСУ под нагрузку, в режиме нулевого угла атаки лопастей 14 и 19 роторных колес воздушной турбины, механической нагрузкой которого будет пока только обратимая двухмерная электромашина 6, переведенная уже в режиме генератора, и которая будет обеспечивать электроснабжение отдельного электродвигателя с пропеллером 21 и отдельного электродвигателю с пропеллером 22 Фиг. 2-2/1-. Затем угол атаки лопастей 14 и 19 воздушной турбины в составе ГСУ переводится во взлетно-посадочный вертолетный режим и включаются на максимальную нагрузку отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22 с электроснабжением от обратимой двухмерной электромашины 6 в генераторном режиме работы, осуществляя, таким образом, вертикальный взлетный режим ВЛАК по вариантам взлетно-посадочного режима ВЛАК, показанных на эскизах Фиг. 2-2/1- или Фиг. 2-2/3- для варианта ВЛАК с крыльями самолетного типа, не имеющими возможность складываться. После плавного взлета ВЛАК и набора высоты, достаточной для горизонтального полета из варианта взлетно-посадочного режима ВЛАК, показанного на эскизе Фиг. 2-2/1- левое крыло 23 и правое крыло 24 самолетного типа, устанавливаются в горизонтальное положение, а отдельный электродвигатель с пропеллером 21 и отдельный электродвигатель с пропеллером 22 переводятся из положения, как подъемные в положение, как тянущие в соответствии с эскизом Фиг. 2-2/4- для горизонтального полета ВЛАК. При необходимости уменьшения скорости (торможения) вплоть до зависания ВЛАК, осуществляется реверс - при обратном направлении вращения отдельных электродвигателей с пропеллером 21 и 22. А посадочный режим ВЛАК на любую твердую ровную площадку также может осуществляться при переводе отдельного электродвигателя с пропеллером 21 и отдельного электродвигателя с пропеллером 22 из положения, как тянущие в положение, как подъемные в соответствии с эскизами Фиг. 2-2/3- или Фиг. 2-2/1- и с плавным уменьшением угла атаки лопастей 14 и 19 воздушной турбины в составе ГСУ.
На всех режимах полета ВЛАК имеется также возможность дополнительного маневрирования для изменения направления полета, вплоть до режима «торможения задним ходом», путем изменения положения несущего корпуса 1 ВЛАК в горизонтальной плоскости с помощью устройства регулирования изменения положения в полете в горизонтальной плоскости 2 эскиз Фиг. 2-2/1-, которое работает следующим образом - при приближении до момента фрикционного сцепления управляемого приводом (на чертеже не показан) фрикциона 25 с возвратной пружиной 26 к торцевой поверхности цельного выходного вала 10 ротора 4 обратимой двухмерной электромашины 6 с нижним (левого вращения) роторным колесом с лопастями 19 воздушной турбины - несущему корпусу 1 ВЛАК будет передаваться вращательный момент левого вращения в горизонтальной плоскости и ВЛАК будет делать левый поворот, а при приближении до момента фрикционного сцепления управляемого приводом (на чертеже не показан) фрикциона 28 с возвратной пружиной 27 к торцевой поверхности внешнего полого выходного вала 11 статора 5 обратимой двухмерной электромашины 6 с верхним (правого вращения) роторным колесом с лопастями 14 воздушной турбины - несущему корпусу 1 ВЛАК будет передаваться вращательный момент правого вращения в горизонтальной плоскости и ВЛАК будет делать правый поворот. Таким образом, можно изменять направление полета, изменяя положение несущего корпуса 1 ВЛАК в горизонтальной плоскости, вплоть до режима «торможения задним ходом». В качестве первичных источников энергии, кроме аккумуляторной батареи могут использоваться источники энергии других известных типов. Вместо бесклапанных ПуВРД могут использоваться любые известные типы ПуВРД, включая разрабатываемые в настоящее время высокоэффективные детонационные ПуВРД. Алгоритм работы варианта исполнения ВЛАК с использованием вместо ПуВРД маятниково-шиберных устройств реактивного детонационного горения (МШУРДГ), описанных в патенте на ПМ RU 164690 аналогичен вышеописанному, так как варианты МШУРДГ с использованием дополнительного легковоспламеняющегося топлива позволяют осуществлять запуск при относительно низких линейных скоростях набегающего воздуха.
Алгоритм работы варианта исполнения ВЛАК по пункту 7 формулы изобретения с ГСУ по пункту 3 формулы изобретения в соответствии с эскизом Фиг. 4 аналогичен вышеописанному, но уже с более легким режимом запуска для аккумуляторной батареи, так как газовые турбины или ДВС подключены через редукторы и не требуется раскручивать воздушную турбину до линейных скоростей более 100 м/сек на уровне бандажей 40 и 41.
Вариант исполнения ВЛАК по пункту 8 формулы изобретения с ГСУ по пункту 4 формулы изобретения с элементами конструкции ВЛАК по эскизам Фиг. 1 и Фиг. 4 может быть использован для ВЛАК повышенной грузоподъемности и надежности, а алгоритм работы аналогичен вышеописанным вариантам. Конкретные технические параметры для каждого варианта исполнения ВЛАК с ГСУ определяются при проектировании, а также при НИР и ОКР прототипа изделия.
Также достигается особо высокая надежность и безопасность эксплуатации для всех вариантов исполнения ВЛАК с ГСУ по пунктам 1-8 формулы изобретения по сравнению с винтокрылыми аппаратами других типов, например вертолет или конвертоплан при отказе всех двигателей внутреннего сгорания (ДВС) просто аварийно падают и в лучшем случае при удачной авторотации совершают жесткую посадку, в которой не все остаются в живых. А для всех вариантов исполнения ВЛАК с ГСУ существует вариант мягкой безопасной посадки даже при отказе всех двигателей внутреннего сгорания в составе ГСУ и осуществляется такой режим следующим образом. Например, даже при отказе всех ДВС на высоте несколько километров, ВЛАК с ГСУ может использовать режим авторотации воздушной турбины с соответствующим регулированием углов атаки лопастей воздушной турбины для подзарядки аккумуляторной батареи при генераторном режиме работы обратимой двухмерной электромашины бис реальным режимом управляемого полета ВЛАК для выбора подходящего места посадки за счет тяги отдельного электродвигателя с пропеллером 21 и отдельного электродвигателя с пропеллером 22, а при снижении до высоты около 100 метров перевести угол атаки лопастей воздушной турбины на взлетно-посадочный режим и уже в двигательном режиме работы обратимой двухмерной электромашины 6 за счет накопленной энергии в аккумуляторной батарее в режиме максимального 20-секундного разряда и осуществить, таким образом, мягкую управляемую безопасную аварийную посадку, что имеет аналогов в мире среди существующих типов винтокрылов.
Благодаря вышеперечисленному в группе изобретений достигается технический результат, заключающийся в создании винтокрылого летательного аппарата, сочетающего в себе свойства вертолета, самолета или конвертоплана, с гибридной силовой установкой, в которой привод обратимой двухмерной электромашины с воздушной турбиной на валах осуществляется от тяги реактивных двигателей и/или крутящего момента газовых турбин и/или двигателей внутреннего сгорания.