Способ и устройство создания подъемной силы для летательного аппарата с вертикальным взлетом и посадкой

(51) 64 29/02 (2006.01) 64 29/04 (2006.01) МИНИСТЕРСТВО ЮСТИЦИИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ подсасывают воздух и создают его струйное разрежение над верхней поверхностью крыла,приводящее к появлению его подъмной силы. Регулируют режим работы турбокомпрессорного двигателя и, тем самым, обеспечивают управление подъемной силой аппарата. Летательный аппарат содержит корпус обтекаемой формы, пустотелое профилированное крыло, верхняя поверхность которого перфорирована отверстиями и его внутренняя полость соединена с турбокомпрессорным двигателем, а так же систему управления, состоящую из рулей управления по направлению, тангажу, крену и вектору тяги,выполненных в виде профилированных крыльев,расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса. Технический результат заключается в повышении безопасности полта, в увеличении удельной подъемной силы,приходящейся на единицу площади несущей поверхности, а так же в увеличении скорости полта летательного аппарата.(76) Глушко Галина Захаровна Глушко Виталий Владимирович Глушко Владимир Павлович(54) СПОСОБ И УСТРОЙСТВО СОЗДАНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ДЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С ВЕРТИКАЛЬНЫМ ВЗЛЕТОМ И ПОСАДКОЙ(57) Изобретение относится к области авиации и, в частности, к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Способ создания подъемной силы заключается в том, что откачивают воздух, с помощью турбокомпрессорного двигателя, из внутренней полости крыла, верхняя поверхность которого перфорирована отверстиями. Через перфорированные отверстия непрерывно Изобретение относится к транспортному машиностроению, в частности к авиационной технике и может быть использовано для перемещения людей и грузов в атмосфере планет,выполнения транспортно-технологических операций со значительными по массе и габаритам грузами,для монтажа и/или демонтажа конструкций, или например, для тушения пожаров с воздуха и др. Известен способ создания подъемной силы, для летательного аппарата (ЛА) с вертикальным влетом и посадкой, реализованный в вертолете В.М. Коц,Д.Е. Липовский, В.Л. Вельский, И.П. Власов, В.Н. Зайцев, С.Н. Кан, В.П. Карножицкий. Конструкция летательных аппаратов. М. Оборонгиз, 1963, (с.124,131), заключающийся в том, что необходимая подъемная сила для его взлета, полета и посадки создается несущим винтом (ротором), а не крылом. Для создания подъемной силы вертолет не нуждается в поступательном перемещении. К недостаткам данного способа и устройства для его реализации относятся следующие В.М. Коц,Д.Е. Липовский, В.Л. Вельский, И.П. Власов, В.Н. Зайцев, С.Н. Кан, В.П. Карножицкий. Конструкция летательных аппаратов. М. Оборонгиз, 1963, (с.124,131) недостаточная безопасность полта, связанная с тем, что кабина вертолта (с пассажирами и грузом) соединена с его несущим элементом(винтом) с помощью только одного вала и шарнира,что предъявляет высокие требования к конструкции этого подвижного узла. Наличие такого элемента в конструкции летательного аппарата увеличивает риски безопасности полта. Другим недостатком этого способа и летательного аппарата является низкая величина удельной подъемной силы,приходящейся на единицу площади несущей поверхности, используемой для е создания,которая опосредовано отражена в коэффициенте заполнения винта. Несущей поверхностью у вертолта считается площадь, ометаемая его винтом. У современных вертолтов коэффициент заполнения винта лежит в пределах от 0,03-0,08. Эта величина, показывает, какую часть ометаемой площади составляет площадь всех лопастей винта. К таким же недостаткам этого типа летательных аппаратов относится их сравнительно небольшая величина скорости горизонтального полта,лежащая в пределах до 400 км/час. Данное обстоятельство связано с тем, что во время горизонтального полта вертолта одна из его лопастей вращается навстречу набегающему потоку воздуха (при этом е подъмная сила возрастает), а другая движется вслед ему (в этом случае е подъмная сила может стать даже отрицательной),что приводит к возникновению опрокидывающего момента. Указанный момент сил не может быть скомпенсирован механизмом перекоса винта вертолта выше определнных скоростей. Это обстоятельство существенно ограничивает горизонтальную скорость полта вертолта. Известен способ поучения подъемной силы для летательного аппарата с вертикальным взлетом,заключающийся в обдуве газо-воздушным потоком,2 под требуемым углом атаки, аэродинамически профилированных плоскостей большого удлинения и реализованный в устройстве Заявка РФ 94022100/11 МПК 6 В 64 С 29/00, 27.06.1996 г., автор В.А. Алексеев., которое содержит фюзеляж,крылья, установленные по обеим сторонам фюзеляжа, силовые установки и движители крылья своими длинными сторонами расположены параллельно продольной оси фюзеляжа, причем крылья выполнены в вариантах моноплана или плана и снабжены элеронами силовые установки выполнены в виде турбореактивных двигателей,установленных вертикально в ряд вдоль продольной оси фюзеляжа и снабжены соплами,направляющими потоки газов в стороны крыльев на фюзеляже установлены экраны, образующие с соплами эжекторы для смешивания потоков газов с воздухом и движители, выполненные в виде комплектов щитков, установленных вертикально с возможностью поворота и расположены на пути газо-воздушных потоков. При включении турбореактивных двигателей истекающие из них газы, смешиваются с воздухом,образуют газо-воздушные потоки, с высокой скоростью обтекающие крылья, создавая на них подъемную силу. Газо-воздушные потоки,движущиеся над верхней поверхностью фюзеляжа,создают дополнительную подъемную силу. Летательный аппарат получает движение вертикально вверх. Для сообщения летательному аппарату дополнительного движения вперед,щитки разворачивают в определенное положение. Газо-воздушные потоки, сработав на крыльях и имея запас скорости, воздействуют на щитки,создавая на них горизонтальное тяговое усилие,которое и движет ЛА в горизонтальном направлении. К недостаткам данного способа можно отнести обстоятельство,связанное со сложностью управления летательным аппаратом по каналам вверх-вниз и вперед-назад,которые взаимосвязаны, что может затруднить ему движение по заданному эшелону высоты с заданным курсом. Действительно, в этом аппарате создание подъемной силы на фюзеляже и на крыльях, а также тяговое усилие создается одними и теми же турбореактивным двигателем. Например, такой случай реализуется при сильном ветре, что прямо сказывается на безопасности полта. Грузоподъмность этого типа аппарата зависит от площади крыльев (чем больше площадь, тем больше его подъмная сила) и количества турбореактивных двигателей, тогда как его поступательная скорость будет тем больше, чем меньше площадь используемого крыла. При этом компромисс между подъмной силой, скоростью горизонтального полта и экономичностью этой машины всегда оказывается хуже, чем у вертолта В.М. Коц,Д.Е. Липовский, В.Л. Вельский, И.П. Власов,В.Н. Зайцев, С.Н. Кан, В.П. Карножицкий. Конструкция летательных аппаратов. М. Оборонгиз, 1963, (с.124, 131). Известно, так же устройство Заявка на изобретение 2005131763/11, МПК В 63 В 1/00 20.04.2007 г., автор В.А. Кобелев для создания подъемной силы крыла, содержащее крыло,установленное под определенным углом атаки к направлению дозвукового незакрученного набегающего или нагнетаемого потока жидкости или газа на входе устройства, отличающееся тем,что крыло с оптимизированным для заданного скоростного диапазона профилем размещено между профилированной отклоняющей поверхностью дефлектором с верхней выпуклой стороны профиля крыла и наклонной или изогнутой плитой с противоположной стороны профиля крыла,расположенными на определенных расстояниях от профиля, а также двумя продольными вертикальносимметричными боковыми стенками, плоскими или многогранными, или криволинейными, по концам крыла, дефлектора и плиты, в которые они упираются своими концами, образуя сквозной симметричный профилированный проточный канал,соответствующий квадратному, прямоугольному,треугольному,многоугольному,круглому,овальному или иной вертикально-симметричной форме поперечного сечения канала, в который встраивается крыльевое устройство. К недостатку предложенного устройства можно отнести его перегруженность, сопутствующими крыльевому устройству элементами дефлектором,плитой и боковыми стенками, а, соответственно,приводит к невозможности получения больших значений подъемной силы. Действительно, это обстоятельство связано с тем, что крыльевое устройство встраивается в замкнутый контур,образованный этими элементами, и разница давлений (разрежений) на крыльевом устройстве будет воздействовать дополнительно на эти элементы, а не только на крыло. Перечисленные обстоятельства приводят не только к малой величине подъмной силы, но и к сложностям управления аппаратом, что понижает безопасность полта. Известен так же способ создания подъемной и движущей силы для летательного аппарата вертикального взлета Заявка РФ 2010101391/11 МПК В 64 С 15/00, В 64 С 39/06, 20.12.2010 г., автор Ю.П. Андреев, взятый в качестве прототипа, в котором крыло выполняют полым в форме кольца, в центральной части которого через радиальнощелевое сопло создают поток воздуха, который нагнетают так, что он обеспечивает образование двух зон пониженного давления у верхней и нижней плоскости крыла с возможностью регулирования разрежения клапанами. Воздух нагнетают в центральную полость крыла, которую разделяют винглетами на обоих стенках, с образованием равных сегментов. Воздух нагнетают через радиально-щелевое сопло, имеющее в разрезе форму конуса или сопла Лаваля. В каждом сегменте сверху и/или снизу крыла выполняют щели,ведущие в сегменты с возможностью перекрытия посредством открытия/закрытия клапанов и регулирования скорости потоков через радиально щелевое сопло. Данное изобретение направлено на усиление подъемной силы и резкости смены курса. К недостатку предложенного способа создания подъемной силы следует отнести следующее поскольку,области пониженного давления создаются в едином замкнутом контуре полого крыла на внутренних верхней и нижней стенках, а регулирование давления на соответствующей поверхности осуществляется,в частности,открытием клапана, то при этом будет происходить подмешивание к потоку воздуха с большим разрежением потока воздуха с меньшим разрежением, поступающего через клапан из зоны регулирования, а это приведет к безусловно высоким энергетическим потерям при создании подъемной силы, а так же к сложностям осуществления манвра на высоте, а следовательно,к безопасности полта. Техническим результатом предлагаемого изобретения является создание способа получения подъемной силы, способствующего повышению скорости полта летательного аппарата и его безопасности, а так же в увеличении удельной подъемной силы, приходящейся на единицу площади несущей поверхности. Для достижения этого результата предлагается способ создания подъемной силы, заключающийся в том, что откачивают воздух, из внутренней полости крыла,верхняя поверхность которого перфорирована отверстиями. Через перфорированные отверстия непрерывно подсасывают воздух и создают струйное разрежение над верхней поверхностью крыла, приводящее к появлению подъмной силы. На фиг.1. показан экспериментальный стенд,состоящий из фрагмента крыла 1, предназначенного для исследования нового аэродинамического эффекта, который можно использовать для создания подъмной силы у летательных аппаратов вертикального взлта. Стенд служит для выявления свойств и закономерностей в давлении воздуха над плоской поверхностью фрагмента крыла 1, вблизи одиночного отверстия 2. Отверстие проделано во внутреннюю полость 3 фрагмента крыла 1 в верхней части е стенки 4. Внутренняя полость 3 фрагмента крыла 1, выполнена герметичной и подсоединена, с помощью патрубка 5, к вытяжному воздушному центробежному насосу 6. Насос 6 создат во внутренней полости 3 фрагмента крыла 1 разряжение воздуха с постоянным давлением Рк,которое значительно ниже атмосферного Р 0. Давление воздуха Р над плоскостью крыла, вблизи отверстия 2, измеряется с помощью тонкой иглы 7,подсоединнной к манометру 8. Обнаруженные свойства и закономерности в давлении воздуха,обусловленные при всасывании воздуха через систему отверстий, позволили разработать новый способ получения (создания) подъмной силы профилированного крыла без его движения относительно воздушной среды. На фиг.2. показана диаграмма распределения давления воздуха вблизи отверстия 2. Масштаб по осям системы координат, начало которой совпадает 3 с центром отверстия 2, дан в радиусах отверстия . Каждая кривая соответствует изобаре, величина которой представлена отношением измеряемого давления Р вблизи отверстия 2 к атмосферному давлению воздуха Р 0, то есть Р/Р 0. Из полученных диаграмм видно, что распределение давления воздуха по вертикали над центром отверстия,совпадает с распределением давления по горизонтали в слое воздуха, прилегающего к стенке 3 фрагмента крыла 1. Только на расстоянии более 6 радиусов от центра отверстия 2 давление воздуха вдоль стенки 4 становится равным атмосферному давлению Р 0. Необходимо отметить, что распределение давлений воздуха возле отверстия зависит от диаметра отверстия и степени разрежения воздуха в полости крыла (давления Рк). Чем больше диаметр отверстия и чем меньше степень разрежения воздуха в полости крыла, тем ближе к отверстию подступает область атмосферного давления Р 0. То есть площадь проекции области пониженного давления на плоскость крыла уменьшается. Иными словами, площадь пониженного давления возле отверстия стягивается к границам отверстия. Однако,в противоположном случае,функциональная зависимость между уменьшением диаметра отверстия с одновременным увеличением степени разрежения воздуха в полости крыла, не линейно ведт к увеличению площади пониженного давления возле отверстия. Обнаружено, что при одном и том же диаметре отверстия и постепенном повышении степени разрежения воздуха в полости крыла, до некоторого определнного его значения,при котором возникает аномально высокая степень расширения зоны пониженного давления,достигающая 30. Но при дальнейшем незначительном повышении степени разрежения, в струе всасываемого воздуха возникают автоколебательные процессы,которые препятствуют е прохождению в полость крыла и зона пониженного давления возле отверстия резко уменьшается. Описанный процесс изменения площади зоны пониженного давления зависит от температуры воздуха и его влажности. На фиг.3. изображена совокупность изобар,показывающих распределение давления воздуха вблизи любых двух отверстий над полностью перфорированной стенкой 4. Причем, стенка 4 перфорирована отверстиями 2 так, как их расположение показано на фиг.4. Центры отверстий расположены в точках пересечения прямых линий. Одни линии находятся друг от друга на расстоянии, а перпендикулярные им линии отстоят друг от 2 расчтный параметр для данного типа летательного аппарата. При таком расположении отверстий каждое из них находится на минимальном расстоянии от других отверстий, которые окружают е со всех сторон. Из диаграмм, показанных на фиг.3 видно, что зоны пониженного давления вблизи нескольких 4 отверстий претерпевают изменения в сравнении с диаграммой одиночного отверстия. При наличии нескольких отверстий их зоны пониженного давления взаимодействуют друг с другом (или влияют друг на друга), то есть появляется некая своеобразная взаимовлияние зон. Во первых,зоны становятся несколько ниже по высоте, но более шире захватывают площади, прилегающие к отверстиям. Более того, по центру симметрии между отверстиями появляются новые участки поверхности с пониженным давлением воздуха над ними. То есть там, где ранее (в случае одного отверстия) давление воздуха было равно атмосферному, то в варианте с многими отверстиями давление уже ниже атмосферного. Таким образом, площадь зоны пониженного давления, которая находится вокруг отверстия, при наличии других отверстий, расположенных рядом с ним (и с их зонами пониженного давления),значительно увеличивается. Такой эффект взаимовлияния воздушных воронок всасываемых потоков воздуха (своеобразный кооперативный эффект струйного разрежения) может создать пониженное давление уже над всей плоскостью, не занятой отверстиями. Появление пониженного давления над всей плоскостью приводит к возникновению значительной величины подъмной силы, действующей на весь фрагмент крыла 1 (см. фиг.1). Таким образом,возникает эффект так называемой воздушной подушки наоборот,который можно использовать для получения подъмной силы крыла. При создании описанной выше подъемной силы фрагмента профильного крыла летательный аппарат уже не нуждается в поступательном перемещении. В этом случае не под плоскостью создают небольшое по величине повышенное давление, которое, воздействуя на большую площадь корпуса судна на воздушной подушке, приводит к образованию значительной величины подъмной силы. А над плоскостью создают небольшое по величине пониженное давление, которое, взаимодействуя со значительной площадью плоскости фрагмента крыла, создат подъмную силу аппарата, но который может теперь перемещаться уже вдали от поверхности земли. Если соотнести количество движения всасываемого воздуха в единицу времени (у вертолта это будет количество движения отбрасываемой массы воздуха, которая создат его подъмную силу) с результирующей силой,действующей на плоскость с отверстиями, через которые просасывается воздух, то их отношение будет приближаться к 10 и более. Перфорируемая отверстиями плоскость,через которую просасывается воздух (при этом образуется кооперативное струйное разряжение), представляет собой своеобразный воздушный усилитель подъмной силы. Все вышеизложенное позволяет заключить, что задача получения подъемной силы летательного аппарата вертикального взлта решается следующими путями откачивают воздух,с помощью турбокомпрессорного двигателя, из внутренней полости фрагмента крыла, верхняя поверхность которого перфорирована отверстиями через перфорированные отверстия в постоянном режиме подсасывают воздух из слоя, прилегающего к верхней части крыла создают кооперативное струйное разрежение воздуха над верхней поверхностью крыла,приводящее к появлению подъмной силы регулируют режим работы турбокомпрессорного двигателя и, тем самым, обеспечивают управление подъемной силой аппарата. Очевидное достоинство нового способа получения подъмной силы крыла по сравнению с традиционным способом, который реализуется,например, или во вращении профилированной лопасти несущего винта вертолета, или в принудительном обдуве профильного крыла потоком воздушно-газовой струи от турбореактивного двигателя,заключается в увеличении удельной подъемной силы,приходящейся на единицу площади несущей поверхности. У вертолтов, винтокрылов и подобных им летательных аппаратов вертикального взлта несущей поверхностью является площадь,ометаемая их винтами. Она огромна в сравнении с площадью всех лопастей винта. Величина,показывающая, какую часть ометаемой площади составляет площадь всех лопастей винта называется коэффициентом заполнения. У современных вертолтов коэффициент заполнения винта лежит в пределах от 0,03-0,08. В предлагаемом способе получения подъмной силы несущей поверхностью является перфорированная площадь пустотелого фрагмента крыла. Коэффициент заполнения такой конструкции равен 1 (единице). К другому достоинству предлагаемого способа получения подъмной силы можно отнести конструктивное удобство использования в конструкции летательного аппарата вертикального взлта технического элемента е получения(фрагмента профильного крыла). Действительно,если соотнести сложность крепления кабины вертолта, его двигателя к вращающемуся винту вертолта, а так же систем управления самим винтом, с возможностью крепления этих же самих частей летательного аппарата к фрагменту профильного крыла большой площади, то становится понятным высокая степень повышения наджности предлагаемой конструкции в сравнении с вертолтом. Именно наджность конструкции обеспечивает безопасность полта летательного аппарата на всех стадиях его осуществления. К таким же достоинствам предлагаемого способа получения подъмной силы можно отнести повышение скорости горизонтального полта летательных аппаратов. Действительно,с получением подъмной силы, связанной с вращением лопастей несущих винтов вертолтов,обусловлена их сравнительно небольшая величина скорости горизонтального полта, лежащая в пределах до 400 км/час. Это обстоятельство связано с тем, что во время полта одна из лопастей вращается навстречу набегающему потоку воздуха(при этом е подъмная сила возрастает), а другая лопасть движется вслед ему (в этом случае е подъмная сила может стать даже отрицательной),что приводит к возникновению опрокидывающего момента, который не может быть скомпенсирован механизмом перекоса винта. В предлагаемом способе получения подъмной силы данный фактор полностью отсутствует,что положительно сказывается в решении проблемы увеличения скорости полта летательного аппарата. Регулируя режим работы турбокомпрессорного двигателя, с помощью которого создатся разрежение воздуха в пустотелом крыле, тем самым,обеспечивают управление подъемной силой летательного аппарата. Описанный выше новый аэродинамический эффект положен в конструкцию летательного аппарата вертикального взлта. В таком аппарате фрагмент крыла 1 испытательного стенда (см. фиг.1) представляет собой несущий элемент летательного аппарата вертикального взлта, с помощью которого создатся подъмная сила. А воздушный вытяжной центробежный насос 5 стенда отображает собой турбокомпрессорный двигатель реальной воздушной машины. Предлагаемое для реализации способа техническое устройство изображено на фиг.5. Летательный аппарат содержит корпус обтекаемой формы 9, пустотелое крыло 10, верхняя поверхность которого перфорирована отверстиями 2. Аппарат имеет систему управления полтом, состоящую из рулей управления по направлению 11 и тангажу 12,выполненных в виде профилированных крыльев,расположенных симметрично относительно друг друга и оси корпуса 9. Аппарат снабжн турбокомпрессорным двигателем 12 и щитком 14 системы отклонения реактивной струи газов Справочник авиационного техника. М. Воениздат,1964, (с.224, 225, 232, 233, 240, 241, 354, 243, 244,238, 239). Пустотелое крыло 10 укреплено на корпусе 9 летательного аппарата таким образом, что между ними оставлен зазор 15, для пропуска набегающего потока воздуха. Зазор 15 необходим в режиме горизонтального полта аппарата, при этом фрагмент профилированного крыла 10 создат дополнительную подъмную силу. Данный режим полта аппарата позволяет перестроить работу турбокомпрессорных двигателей в большей степени на создание тяги, чем на получение подъмной силы, что приводит к повышению скорости горизонтального полта. Внутренняя полость крыла 10 соединена с турбокомпрессорным двигателем 13 воздуховодом 16. Причм,каждый из турбокомпрессорных двигателей 12,расположенных справа и слева от оси симметрии летательного аппарата, производит отсос воздуха со всего объма пустотелого крыла 10. Тогда как внутри самого крыла имеются внутренние воздуховоды с вмонтированными в них заслонками(не показано на чертеже), с помощью которых можно перераспределять отсос воздуха между 5 отверстиями, расположенными в разных местах крыла. Заслонки кинематически соединены с ручкой управления кренами летательного аппарата. Такая кинематическая связь сделана между отверстиями на периферии и центре крыла, которая необходима для создания поперечных кренов. А для создания продольных кренов тангажа - между отверстиями передней и задней части крыла. Это обстоятельство позволяет производить продольные и поперечные крены летательного аппарата, необходимые для его сбалансированного полта на всех этапах движения. Например, при поворотах (разворотах) в движении,или при наборе высоты или кабрировании. Пустотелое крыло 10, рули управления по направлению 11 и тангажу 12, турбокомпрессорный двигатель 13 со щитком 14 отклонения реактивной струи газов представляет собой единую функциональную систему, обеспечивающую полт летательного аппарата на всех его этапах. Такая система может быть состыкована с корпусом любого транспортного средства. Например, с автомобилем, как это показано на фиг.7 и 8. Тем самым можно образовывать комбинированные транспортные средства, имеющие способность перемещаться как по воздуху, так и по земле или воде. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки работает следующим образом. Осуществляют запуск турбокомпрессорных двигателей 13 и их прогрев на малом газу. Устанавливают щитки 14 отклонения реактивной струи газов турбокомпрессорных двигателей под требуемым для взлета углом. Эта операция необходима для того,чтобы исключить горизонтальную скорость перемещения аппарата на стадии набора высоты. К тому же такая переориентировка мощного направленного потока газо-воздушной смеси создат дополнительную величину подъмной силы, которая облегчает взлт аппарата. Заслонки по крену и тангажу,расположенные внутри пустотелого крыла 10 (не показано на чертеже), приводят в нейтральное положение. После этого начинают увеличивать число обороты турбокомпрессорных двигателей 13,что, с одной стороны, повлечет за собой изменение степени разрежения воздуха внутри полости перфорированного крыла 10, а, следовательно,приведет к возникновению соответствующей величины подъмной силы. А с другой стороны,поток газо-воздушной смеси, который вырывается из сопел турбокомпрессорных двигателей 13,поврнутый щитками вниз, также создаст соответствующую величину подъмной силы Т.И. Лигум. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных самолетов. М. Транспорт, 1967,(с.29, 69). Как только величина подъмной силы сравняется с весом летательного аппарата, он оторвтся от поверхности земли и начнт подъм. На необходимой высоте, продолжая увеличивать обороты двигателей 13, переходят в режим горизонтального полта. Для этого переводят щитки 13 в соответствующее положение, вплоть до полного вывода их из взаимодействия с потоком газо-воздушной смеси турбокомпрессорных двигателей 13. Посредством перераспределения степени разряжения воздуха в разных частях крыла с помощью заслонок,расположенных в воздуховодах внутри крыла и соединнных с ручкой управления кренами летательного аппарата,производят сбалансированные криволинейное движение аппарата вдоль его траектории. Конструкция летательного аппарата позволяет его эксплуатацию в безаэродромных условиях, в любых климатических условиях и в любое время суток. Для выполнения некоторых транспортнотехнологических операций может возникнуть необходимость вращения летательного аппарата относительно его собственной оси, для чего могут быть использованы щитки, как в вышеописанном устройстве и искусственно создаваемая разность тяги турбокомпрессорных двигателей Заявка РФ 94022100/11 МПК 6 В 64 С 29/00, 27.06.1996 г., автор В.А. Алексеев., Авиационный справочник под ред. В.М. Лавского. Военное издательство Министерства Обороны СССР, М. 1964, (с.40, 98, рис.47, поз.31,33, 34). ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Способ создания подъемной силы для летательного аппарата с вертикальным взлетом путем понижения давления в над несущей поверхностью при наличии под ней атмосферного давления, при котором крыло выполняют аэродинамически профилированным снаружи и пустотелым и герметичным изнутри,отличающийся тем, что откачивают воздух из внутренней полости крыла, верхняя поверхность которого перфорирована отверстиями, через перфорированные отверстия непрерывно подсасывают воздух и создают его струйное разрежение в слое воздуха, прилегающего к верхней поверхности крыла, приводящее к появлению подъмной силы, величину которой регулируют режимом отсоса воздуха из внутренней полости крыла. 2. Летательный аппарат вертикального взлта содержит корпус обтекаемой формы, пустотелое герметичное профилированное крыло, а так же систему управления полтом, состоящую из рулей управления по направлению, тангажу, крену и вектору тяги, отличающийся тем, что верхняя поверхность крыла перфорирована отверстиями и его внутренняя полость соединена с турбокомпрессорным двигателем.