БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к области авиационной техники, в частности, к дистанционно управляемым малогабаритным беспилотным летательным аппаратам вертикального взлета и посадки, и преимущественно может быть использована в целях наблюдения за земной поверхностью, экологического, радиометрического, геологического, сейсмического или других видов мониторинга, сбора, накопления и передачи данных или обеспечения связи.
В настоящее время известны разнообразные конструкции беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки, которые предназначены для решения подобных задач и выполнены с возможностью дистанционного управления их полетом.
Так, например, известен летательный аппарат по патенту Российской Федерации №2226480, 2004, В 64 С 27/04, В 64 С 27/08, В 64 С 27/10, В 64 С 29/00, который содержит корпус, два соосных несущих винта, которые установлены на корпусе сверху с возможностью вращения в противоположные стороны и с возможностью качания вокруг оси, перпендикулярной оси вращения валов, коническое углубление, выполненное в нижней части корпуса с вершиной, расположенной на оси вращения винтов выше центра масс летательного аппарата, систему подачи рабочего тела с соплами, установленными на боковой поверхности корпуса так, что их оси направлены по касательной к корпусу и перпендикулярно к оси вращения винтов, а также привязной трос с проводной линией связи, закрепленный на корпусе в вершине углубления.
По патенту Российской Федерации №2021165, 1994, В 64 С 29/00, защищающему способ управления дистанционно пилотируемым летательным аппаратом и систему управления для его осуществления, известен летательный аппарат, который содержит корпус с шасси, поршневой двигатель, два соосных несущих винта, лопасти которых жестко присоединены к валу поршневого двигателя, газодинамические органы управления в виде струйных рулевых машин курса, тангажа и крена, питаемых от автономного компрессора, электродвигатель управления заслонкой карбюратора поршневого двигателя, устройство сравнения и выработки управляющих команд, устройство приема заданных режимов полета, курсовертикаль, измеритель скорости полета и высотомер.
Известен также беспилотный летательный аппарат малогабаритной мобильной авиационной системы по патенту Российской Федерации №2015067, 1994, В 64 С 29/02, который выполнен в виде летающей платформы вертикального взлета и посадки и содержит корпус, вентиляторный блок с электрическим приводом, автономную
электрическую силовую установку в виде блока двигателя внутреннего сгорания и генератора или маховичного накопителя энергии, управляющие блоки, контейнер для полезной нагрузки, выдвижные датчики системы автоматической посадки и посадочный захват.
Известен, кроме того, автономно пилотируемый летательный аппарат комплекса авианаблюдений по патенту Российской Федерации №2232104, 2004, В 64 С 29/02, который содержит фюзеляж с приборным отсеком и винтовым движителем, выполненным в виде, по меньшей мере, одного винтового блока с редуктором и электродвигателем, рулевое управление по курсу и тангажу, а также размещенные в приборном отсеке видеокамеру с передатчиком изображения, радиоуправляемую бортовую систему обеспечения полета, бортовую приемопередающую аппаратуру с антенной системой, рулевые машинки и аккумуляторную батарею.
Судя по информации, содержащейся в описаниях изобретений к указанным выше патентам, перечисленные известные летательные аппараты достаточно эффективны при применении их по целевому назначению.
Вместе с тем, конструкции всех выше перечисленных известных летательных аппаратов характеризуются весьма значительными габаритами и массой, достигающей сотен килограмм, что приводит, в том числе, к снижению их маневренности, существенному ограничению допустимой массы полезной нагрузки и сложности дистанционного управления их полетом. Кроме того, в конструкциях первых двух из упомянутых выше аналогичных технических решений не предусмотрены какие-либо элементы, предотвращающие вращающиеся лопасти несущих винтов от возможных столкновений с препятствиями, что может привести к аварии летательного аппарата, в особенности, в условиях дистанционного управления их полетом оператором, находящимся на достаточно удаленном от летательного аппарата расстоянии.
Известен беспилотный летательный аппарат по патенту Российской Федерации №2133210, 1999, В 64 С 27/20, В 64 С 39/02. Данный летательный аппарат содержит тороидальный фюзеляж, два несущих винта противоположного вращения с автоматами перекоса, установленные в образуемой тороидальным фюзеляжем полости с помощью системы штанг, закрепленное на нижней части тороидального фюзеляжа посадочное шасси в виде треноги, установленный сверху снаружи тороидального фюзеляжа в контейнере блок воспринимающих приборов, а также размещенные в тороидальном фюзеляже двигатель внутреннего сгорания, баки для топлива, аккумуляторную батарею и приборы системы управления полетом, навигации и связи. Входящий в конструкцию данного беспилотного летательного аппарата тороидальный фюзеляж выполняет функцию защитного элемента для несущих винтов, препятствующего столкновению их лопастей с препятствиями.
Однако, указанный беспилотный летательный аппарат также характеризуется достаточно значительной массой, составляющей при заправленных баках для топлива 113 кг, причем масса топлива составляет 33 кг. Размещение двигателя внутреннего сгорания, баков для топлива, аккумуляторной батареи и приборов системы управления полетом, навигации и связи внутри тороидального фюзеляжа при изготовлении летательного аппарата требует тщательной балансировки его фюзеляжа, которая неизбежно нарушается в полете по мере расхода топлива, вызывая дисбаланс его конструкции относительно центра масс. Кроме того, расположение внутри тороидального фюзеляжа, имеющего наружный диаметр, равный 1,98 м, двигателя внутреннего сгорания, баков для топлива, аккумуляторной батареи и приборов системы управления полетом, навигации и связи, имеющих значительную суммарную массу, приводит к тому, что указанные элементы оказываются размещенными на значительном расстоянии от его центра масс, что увеличивает момент инерции летательного аппарата. Все это приводит к снижению маневренности известного беспилотного летательного аппарата, уменьшению запаса устойчивости системы управления его угловым движением, повышению расхода топлива и усложнению процесса дистанционного управления его полетом оператором.
Наиболее близким по конструкции к настоящей полезной модели следует считать беспилотный летательный аппарат, сведения о котором приведены в описании изобретения к патенту Российской Федерации №2248307, 2005, В 64 С 29/00, защищающему систему наблюдения за наземной обстановкой. Указанный беспилотный летательный аппарат содержит цилиндрический фюзеляж, выполняющий, кроме того, функцию защитного кожуха, с расположенной внутри его емкостью для топлива, центральное тело летательного аппарата, которое выполняет функцию корпуса, размещено в образуемой цилиндрическим фюзеляжем полости вдоль его оси и прикреплено к цилиндрическому фюзеляжу с помощью системы штанг, установленное в нижней части цилиндрического фюзеляжа посадочное кольцо, установленный на центральном теле летательного аппарата с возможностью вращения несущий винт, установленные на центральном теле летательного аппарата с возможностью поворота рули управления, а также размещенные внутри центрального тела летательного аппарата двигатель с приводом, аппаратуру управления полетом и аппаратуру наблюдения и слежения, являющуюся полезной нагрузкой беспилотного летательного аппарата.
Указанный беспилотный летательный аппарат, являющийся ближайшим аналогом настоящей полезной модели, обладает существенно меньшими, по сравнению с выше перечисленными аналогами, массой и габаритами. Размещение двигателя с приводом, аппаратуры управления полетом и полезной нагрузки внутри центрального тела летательного аппарата, то есть значительно ближе к центру масс летательного
аппарата, несколько снижает требования к балансировке при его изготовлении и уменьшает момент инерции летательного аппарата. Это, в некоторой степени, обеспечивает, по сравнению с упомянутыми выше аналогичными техническими решениями, повышение маневренности данного беспилотного летательного аппарата, повышение запаса устойчивости системы управления его угловым движением, снижение расхода топлива и упрощение процесса дистанционного управления его полетом оператором.
Вместе с тем, использование в конструкции беспилотного летательного аппарата, выбранного за ближайший аналог, только одного несущего винта вызвало необходимость применения рулей управления по рысканию, которые обеспечивают компенсацию реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта и действующего на центральное тело летательного аппарата относительно его продольной оси. Наличие таких рулей управления снижает подъемную силу, действующую на летательный аппарат, и уменьшает горизонтальную составляющую скорости его полета.
Размещение в этом летательном аппарате емкости для топлива внутри цилиндрического фюзеляжа, то есть на достаточно значительном расстоянии от центра масс летательного аппарата, с одной стороны, требует тщательной балансировки его цилиндрического фюзеляжа, которая по мере расхода топлива в полете неизбежно нарушается, вызывая дисбаланс его конструкции относительно центра масс. С другой стороны, размещение емкости для топлива, масса которого может составлять 20-30% от массы летательного аппарата, внутри цилиндрического фюзеляжа, то есть на значительном расстоянии от центра масс летательного аппарата, в значительной степени увеличивает момент инерции заправленного топливом летательного аппарата. Эти обстоятельства вызывают снижение маневренности известного беспилотного летательного аппарата, уменьшение запаса устойчивости системы управления его угловым движением, повышение расхода топлива и усложнение процесса дистанционного управления его полетом оператором.
Таким образом, недостатками беспилотного летательного аппарата, являющегося ближайшим аналогом настоящей полезной модели, являются недостаточные значения величины подъемной силы и скорости горизонтального полета, ограниченная маневренность летательного аппарата и незначительный запас устойчивости системы управления угловым движением, повышенный расход топлива и сложность процесса дистанционного управления полетом оператором.
Задачами настоящей полезной модели являются увеличение величины подъемной силы и скорости горизонтального полета, повышение маневренности летательного аппарата и запаса устойчивости системы управления угловым движением, снижение расхода топлива и упрощение процесса дистанционного управления полетом оператором.
Поставленные задачи решаются, согласно настоящей полезной модели, тем, что беспилотный летательный аппарат, содержащий, в соответствии с ближайшим аналогом, корпус с размещенными внутри его двигателем, аппаратурой управления полетом и полезной нагрузкой, первый несущий винт, установленный на корпусе с возможностью вращения и находящийся во взаимодействии с двигателем, цилиндрический защитный кожух, охватывающий корпус с первым несущим винтом и установленный на корпусе с помощью штанг, органы управления горизонтальным движением, емкость для топлива и размещенное в нижней части цилиндрического защитного кожуха посадочное кольцо, отличается от ближайшего аналога тем, что он снабжен вторым несущим винтом, находящимся во взаимодействии с двигателем и установленным на корпусе внутри цилиндрического защитного кожуха соосно с первым несущим винтом с возможностью вращения в направлении, противоположном направлению вращения первого несущего винта, а емкость для топлива установлена внутри корпуса.
При этом органы управления горизонтальным движением могут быть выполнены либо в виде автоматов перекоса первого и второго несущих винтов и тогда первый и второй несущие винты, предпочтительно, могут быть установлены с двух противоположных сторон корпуса, либо в виде воздушных рулей управления по тангажу и крену, установленных на штангах внутри цилиндрического защитного кожуха, и тогда первый и второй несущие винты, предпочтительно, могут быть установлены над корпусом, а посадочное кольцо может быть прикреплено к штангам с помощью амортизаторов.
Снабжение предлагаемого беспилотного летательного аппарата вторым несущим винтом, находящимся во взаимодействии с двигателем, обеспечивает увеличение подъемной силы и скорости горизонтального полета, а также повышает маневренность летательного аппарата.
Снабжение беспилотного летательного аппарата вторым несущим винтом, установленным на корпусе внутри цилиндрического защитного кожуха соосно с первым несущим винтом с возможностью вращения в направлении, противоположном направлению вращения первого несущего винта, обеспечивает взаимную компенсацию реактивных моментов, возникающих при вращении первого и второго несущих винтов и действующих на корпус летательного аппарата относительно его продольной оси. Это дает возможность не применять в конструкции беспилотного летательного аппарата рули управления по рысканию, которые в конструкции ближайшего аналога обеспечивают компенсацию реактивного момента, возникающего при вращении несущего винта. Отсутствие таких рулей управления по рысканию увеличивает подъемную силу, действующую на летательный аппарат, повышает горизонтальную скорость полета и снижает расход топлива.
Установка емкости для топлива внутри корпуса, предусмотренная в конструкции предлагаемого беспилотного летательного аппарата, обеспечивает размещение данной емкости, имеющей в заправленном топливом состоянии достаточно существенную массу, вблизи центра масс летательного аппарата. В результате этого, во-первых, выполненная балансировка летательного аппарата по мере расхода топлива в полете нарушается в значительно меньшей степени, вызывая значительно меньший дисбаланс его конструкции относительно центра масс. Во-вторых, размещение емкости для топлива, масса которого может составлять 20-30% от массы летательного аппарата, вблизи центра масс летательного аппарата в значительной степени уменьшает момент инерции заправленного топливом летательного аппарата. Эти обстоятельства приводят к повышению маневренности беспилотного летательного аппарата, увеличению запаса устойчивости системы управления его угловым движением, снижению расхода топлива и упрощению процесса дистанционного управления его полетом оператором.
Наиболее предпочтительная, по мнению авторов настоящей полезной модели, установка первого и второго несущих винтов с двух противоположных сторон корпуса в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде автоматов перекоса первого и второго несущих винтов обеспечивает увеличение плеча силы, действующей на беспилотный летательный аппарат для управления его угловым движением, и, следовательно, увеличение прикладываемого к нему управляющего момента, что дополнительно обеспечивает повышение маневренности беспилотного летательного аппарата и снижение расхода топлива.
Наиболее предпочтительная установка первого и второго несущих винтов над корпусом в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде воздушных рулей управления по тангажу и крену, установленных на штангах внутри цилиндрического защитного кожуха, также обеспечивает увеличение плеча силы, действующей на беспилотный летательный аппарат для управления его угловым движением, и поэтому приводит к увеличению прикладываемого к нему управляющего момента, вызывая дополнительное повышение маневренности беспилотного летательного аппарата и снижение расхода топлива.
Изложенное подтверждает решение декларированных выше задач настоящей полезной модели благодаря наличию у беспилотного летательного аппарата перечисленных отличительных признаков.
На фиг.1 показан осевой разрез беспилотного летательного аппарата в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде автоматов перекоса первого и второго несущих винтов и установки первого и второго несущих винтов с двух противоположных сторон корпуса, где 1 - корпус, 2 - цилиндрический защитный кожух, 3 - первый несущий винт, 4 - второй несущий винт, 5 - штанга, 6 - посадочное кольцо, 7 - амортизатор, 8 - емкость для топлива, 9 - двигатель, 10 - редуктор, 11 - первый вал
несущего винта, 12 - второй вал несущего винта, 13 - первый автомат перекоса, 14 - второй автомат перекоса, 15 - первый сервопривод автомата перекоса, 16 - второй сервопривод автомата перекоса, 17 - первый комплект тяг, 18 - второй комплект тяг, 19 - аппаратура управления полетом и 20 - полезная нагрузка.
На фиг.2 показан осевой разрез беспилотного летательного аппарата в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде воздушных рулей управления по тангажу и крену, установленных на штангах внутри цилиндрического защитного кожуха, и установки первого и второго несущих винтов над корпусом, где 21 - сервопривод рулей и 22 - воздушный руль управления.
На фиг.3 показан вид снизу беспилотного летательного аппарата в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде воздушных рулей управления по тангажу и крену, установленных на штангах внутри цилиндрического защитного кожуха, и установки первого и второго несущих винтов над корпусом, где воздушные рули 22 управления для наглядности показаны в положении, отклоненном от нейтрального.
Беспилотный летательный аппарат в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде первого и второго автоматов 11 и 12 перекоса первого и второго несущих винтов 3 и 4 и установки первого и второго несущих винтов 3 и 4 с двух противоположных сторон корпуса 1 (см. фиг.1) содержит корпус 1, который выполнен, например, в форме цилиндра из дуралюмина, и цилиндрический защитный кожух 2, выполненный, например, из полимерного композиционного материала, причем корпус 1 установлен с помощью выполненных, например, из дуралюмина штанг 5 в образуемой цилиндрическим защитным кожухом 2 полости так, чтобы оси вращения корпуса 1 и цилиндрического защитного кожуха 2 совпадали. Беспилотный летательный аппарат содержит посадочное кольцо 6, которое выполнено, например, из дуралюмина, расположено в нижней части цилиндрического защитного кожуха 2 и закреплено на нижних штангах 5 с помощью амортизаторов 7. Беспилотный летательный аппарат также содержит первый несущий винт 3 с первым автоматом 13 перекоса и второй несущий винт 4 со вторым автоматом 14 перекоса, которые установлены соосно с двух противоположных сторон корпуса 1 в образуемой цилиндрическим защитным кожухом 2 полости соответственно на первом валу 11 несущего винта и втором валу 12 несущего винта, проходящими внутрь корпуса 1 через выполненные в нем отверстия. Конструкции первого автомата 13 перекоса и второго автомата 14 перекоса идентичны и могут быть выполнены по аналогии с автоматами перекоса, используемыми в беспилотном летательном аппарате по патенту Российской Федерации №2133210, 1999, или в соответствии с иными известными техническими решениями (Татарченко А. Вертолет. - М.: Военное издательство МО СССР, 1955, с.90-101. Братухин И. П. Проектирование и конструкции вертолетов. - М.: Государственное издательство оборонной
промышленности, 1955, с.191-195. Вертолет Ка-26 / Суриков Н.Ф., Иоффе Г.И., Дмитриев А.А., Пак Е.Г. - М.: Транспорт, 1982, с.107-132).
3
В корпусе 1 установлены емкость 8 для топлива, двигатель 9, соединенный не показанным на фигурах трубопроводом с емкостью 8 для топлива, и редуктор 10, который находится во взаимодействии с выходным валом двигателя 9 и первым 11 и вторым 12 валами несущего винта, установленными в корпусе 1 на его оси вращения с возможностью вращения в противоположные стороны, обеспечиваемой конструкцией редуктора 10. В качестве двигателя 9 может быть использован двигатель внутреннего сгорания, например, марки Webra-91, имеющий рабочий объем цилиндров 15 см и развивающий мощность 3 кВт. На корпусе 1 соответственно сверху и снизу установлены первый сервопривод 15 автомата перекоса и второй сервопривод 16 автомата перекоса, которые механически связаны соответственно с первым автоматом 13 перекоса и вторым автоматом 14 перекоса посредством соответственно первого комплекта 17 тяг и второго комплекта 18 тяг. В качестве первого сервопривода 15 автомата перекоса и второго сервопривода 16 автомата перекоса могут быть использованы, например, сервоприводы марки HITEC HS-625MG.
Внутри корпуса 1 также установлена полезная нагрузка 20, которая представляет собой комплект электронной, радиоэлектронной или оптико-электронной аппаратуры, состав, устройство и технические характеристики которого определяются возложенными на беспилотный летательный аппарат целевыми задачами. В случае использования беспилотного летательного аппарата для наблюдения за земной поверхностью комплект аппаратуры полезной нагрузки 20 может включать, например, телевизионную камеру, чувствительную к оптическому излучению видимого или инфракрасного диапазонов спектра, блок усиления и обработки сигнала изображения и блок записи сигнала изображения или блок радиопередачи сигнала изображения. Кроме того, внутри корпуса 1 установлена аппаратура 19 управления полетом, которая выполнена с возможностью приема команд и сигналов управления, передаваемых по радио с наземного комплекса управления беспилотным летательным аппаратом, и подключена своими выходами к приводу дроссельной заслонки двигателя 9, к первому сервоприводу 15 автомата перекоса, ко второму сервоприводу 16 автомата перекоса и к полезной нагрузке 20. Аппаратура 19 управления полетом совместно с наземным комплексом управления беспилотным летательным аппаратом может быть выполнена на основе, например, аппаратуры радиоуправления марки FUTABA 9CAP SUPER PCM (S3001×3), работающей на частоте 40 МГц.
Конструкция беспилотного летательного аппарата в случае выполнения органов управления горизонтальным движением в виде воздушных рулей 21 управления по тангажу и крену, установленных на штангах 5 внутри цилиндрического защитного кожуха 2, и установки первого и второго несущих винтов 3 и 4 над корпусом 1 (см. фиг.2 и 3), в
основном, аналогична рассмотренной выше конструкции, показанной на фиг.1. В этом случае беспилотный летательный аппарат также содержит корпус 1, цилиндрический защитный кожух 2, первый несущий винт 3, второй несущий винт 4, штанги 5, посадочное кольцо 6, амортизаторы 7, емкость 8 для топлива, двигатель 9, редуктор 10, первый вал 11 несущего винта, второй вал 12 несущего винта, аппаратуру 19 управления полетом и полезную нагрузку 20, которые, в основном, аналогичны по конструкции, форме, используемым материалам, составу, месту размещения и способам установки.
Отличия от конструкции, приведенной на фиг.1, заключаются в следующем (см. фиг.2 и 3). Первый несущий винт 3 и второй несущий винт 4 установлены соосно над корпусом 1 и один над другим в образуемой цилиндрическим защитным кожухом 2 полости, для чего второй вал 12 несущего винта выполнен полым, а внутри его соосно расположен первый вал 11 несущего винта. При этом беспилотный летательный аппарат содержит, по меньшей мере, четыре воздушных руля 22 управления, которые установлены на штангах 5 внутри цилиндрического защитного кожуха 2 попарно в двух взаимно перпендикулярных вертикальных плоскостях с возможностью поворота относительно горизонтальных осей, а также сервопривод 21 рулей, который установлен в корпусе 1, подключен своим входом к выходу аппаратуры 19 управления полетом, находится во взаимодействии с воздушными рулями 22 управления для обеспечения возможности их поворота и может быть выполнен, например, на основе сервопривода марки HITEC HS-5925 MG. По мнению авторов настоящей полезной модели, воздушные рули 22 управления предпочтительно размещать на штангах 5, которые расположены в нижнем ярусе.
Беспилотный летательный аппарат, являющийся предметом настоящей полезной модели, функционирует следующим образом.
Беспилотный летательный аппарат с заправленной емкостью 8 для топлива устанавливают на посадочное кольцо 6 на площадке, пригодной для взлета. Перед взлетом первый автомат 13 перекоса, второй автомат 14 перекоса или воздушные рули 22 управления находятся в нейтральном положении. С помощью ручного стартера (на фигурах не показан) двигатель 9 запускается, потребляя топливо из емкости 8 для топлива, и начинает вращать в противоположные стороны первый несущий винт 3 и второй несущий винт 4, передавая на них вращающий момент со своего выходного вала через редуктор 10 и соответственно через первый вал 11 несущего винта и второй вал 12 несущего винта. Затем оператор наземного комплекса управления беспилотным летательным аппаратом подает сигнал на увеличение величины подъемной силы, развиваемой беспилотным летательным аппаратом. По этому принятому сигналу аппаратура 19 управления полетом формирует и подает на привод дроссельной заслонки карбюратора двигателя 9 сигнал ее открытия, в результате чего частота вращения выходного вала двигателя 9 и, следовательно, частота вращения первого несущего винта
3 и второго несущего винта 4 возрастают, вызывая увеличение подъемной силы. Когда подъемная сила, развиваемая беспилотным летательным аппаратом, превысит силу тяжести, он взлетает. По переданной по радио с наземного комплекса управления команде аппаратура 19 управления полетом включает комплект аппаратуры полезной нагрузки 20, которая осуществляет, например, наблюдение за земной поверхностью, формирует и обрабатывает сигнал изображения и либо записывает полученный сигнал изображения, либо передает его по радио на наземный комплекс управления.
Беспилотный летательный аппарат выполняет свою целевую задачу на расстоянии прямой видимости его оператором наземного комплекса управления. Управление высотой полета беспилотного летательного аппарата оператор наземного комплекса управления выполняет передачей сигналов на увеличение или уменьшение подъемной силы в аппаратуру 19 управления полетом, которая подает на привод дроссельной заслонки карбюратора двигателя 9 сигналы соответственно ее открытия или закрытия, приводящие соответственно к увеличению или уменьшению частоты вращения первого несущего винта 3 и второго несущего винта 4.
Управление горизонтальным движением беспилотного летательного аппарата осуществляется следующим образом.
Для случая выполнения органов управления горизонтальным движением в виде первого автомата 13 перекоса и второго автомата 14 перекоса соответственно первого и второго несущих винтов 3 и 4 и установки первого и второго несущих винтов 3 и 4 с двух противоположных сторон корпуса 1 (см. фиг.1) при необходимости совершения беспилотным летательным аппаратом горизонтального полета в определенном направлении оператор с наземного комплекса управления передает по радио соответствующий сигнал на аппаратуру 19 управления полетом. Аппаратура 19 управления полетом формирует сигналы управления и передает их на первый сервопривод 15 автомата перекоса и второй сервопривод 16 автомата перекоса, которые соответственно через первый комплект 17 тяг и второй комплект 18 тяг воздействуют соответственно на первый автомат 13 перекоса и второй автомат 14 перекоса. Первый автомат 13 перекоса и второй автомат 14 перекоса синхронно разворачивают соответственно первый несущий винт 3 и второй несущий винт 4 относительно горизонтальных осей так, чтобы они отклонились от горизонтального положения с наклоном в сторону необходимого направления горизонтального полета. В результате этого направление вектора тяги, создаваемого первым несущим винтом 3 и вторым несущим винтом 4, изменяется, отклоняясь от вертикального. При этом возникает не только вертикальная, но и горизонтальная составляющая вектора тяги, под действием которой беспилотный летательный аппарат перемещается горизонтально в необходимом направлении.
Для случая выполнения органов управления горизонтальным движением в виде воздушных рулей 22 управления по тангажу и крену, установленных на штангах 5 внутри цилиндрического защитного кожуха 2, и установки первого и второго несущих винтов 3 и 4 над корпусом 1 (см. фиг.2 и 3) при необходимости совершения беспилотным летательным аппаратом горизонтального полета в определенном направлении оператор с наземного комплекса управления передает по радио соответствующий сигнал на аппаратуру 19 управления полетом. Аппаратура 19 управления полетом формирует сигналы управления и передает их на сервопривод 21 рулей, который поворачивает воздушные рули 22 управления. При этом также возникает не только вертикальная, но и горизонтальная составляющая вектора тяги, под действием которой беспилотный летательный аппарат перемещается горизонтально в необходимом направлении.
После выполнения своей целевой задачи, например, по наблюдению за земной поверхностью по команде, переданной по радио с наземного комплекса управления, аппаратура 19 управления полетом выключает комплект аппаратуры полезной нагрузки 20, а беспилотный летательный аппарат по сигналам с наземного комплекса управления возвращается к месту расположения последнего. Для осуществления посадки оператор наземного комплекса управления подает сигнал на уменьшение подъемной силы, развиваемой беспилотным летательным аппаратом. По этому принятому сигналу аппаратура 19 управления полетом формирует и подает на привод дроссельной заслонки карбюратора двигателя 9 сигнал ее прикрытия, в результате чего частота вращения выходного вала двигателя 9 и, следовательно, частота вращения первого несущего винта 3 и второго несущего винта 4 уменьшаются, вызывая уменьшение подъемной силы. В результате беспилотный летательный аппарат осуществляет посадку на земную поверхность, опускаясь на посадочное кольцо 6. При касании посадочным кольцом 6 земной поверхности амортизаторы 7 сжимаются и благодаря своим упругим свойствам делают посадку более мягкой. После заправки топливом беспилотный летательный аппарат вновь может  выполнять возложенные на него задачи.
Заявителем был изготовлен опытный образец беспилотного летательного аппарата, конструкция которого выполнена в соответствии с фиг.1. Опытный образец беспилотного летательного аппарата имеет высоту 60 см, габаритный диаметр 140 см и массу около 8 кг при массе полезной нагрузки около 2 кг. Опытный образец беспилотного летательного аппарата прошел натурные испытания на высотах полета до 100 м при скорости горизонтального полета 20-50 км/час. При массе топлива, равной 0,6 кг, время полета составляло 18-25 минут. Опытный образец показал достаточно высокую маневренность и сравнительную простоту процесса дистанционного управления полетом оператором.
Таким образом, настоящая полезная модель обеспечивает повышение подъемной силы, увеличение скорости горизонтального полета, повышение
маневренности летательного аппарата и запаса устойчивости системы управления угловым движением, снижение расхода топлива и упрощение процесса дистанционного управления полетом оператором.