Аэромобиль в. с. григорчука

(ц) 2 О2 Р 57 ОО КТК Комитет Российской Федерации но патентам и товарным знакам ПИСАНИЕ И(76) Григорчук Владимир Степанович(57) Изобретение относится к машиностроению иможет найти применение в качестве транспортногосредства Цель изобретения - повышение эксплуатационных качеств. Аэ ром обипь содержиткорпус с водительским и пассажирским отделениями, Внутри корпуса размещены двигатель с движителями вертикального подъема, кинематическисоединенные друг с другом, посадочное устройствои механизмы управления. Новым в аэромобипе явпяется то, что движители вертикапьного подъемаимеют одинаковое устройство и каждый из них представляет собои несколько лопастных роторов, расположенных на одной оси один над другим и со смешением относительно лопастей другого. Лопасти выполнены в форме самолетного крыла выпукло-вогнутого сечения с внутренними и наружными концевыми шайбами, наружными ребрами и постоянно открытыми щитками - подкрыпками, причем роторы установлены с возможностью наклона плоскости вращения в продольном и поперечном направлениях При вращении крыльев движителей вертикального подъема возникает подъемная сила,- уравновешивающая вес аэромобипя, а наклон поспедних в продольном ипи поперечном направлениях обеспечивает поступательное движение аэромобиля боком, вперед, назад и вращение его на месте вокруг вертикальной оси. 1 эл ф-пы, 19 ип.2002655 Составитель И. ЛяскоТехред М.Моргентал рректор А. Мотыль актор Тираж Иодписн НПО "Поиск" Роспатента 13035, Москва, Ж, Раушская наб., 415Заказ 320 Ороизводственн ельский комбинат "Патент", г, Ужгород, уя.Гагарина, 101Изобретение относится к машиностроению и может найти применение в качестве транспортного средства.Известно транспортное средство на воздушной подушке "Гепард", содержащее корпус, внутри которого расположен двигатель, соединенный ременной передачей с нагнетателем, соединенным воздухопроводом с двухрядным кольцевым соплом, наклоненным внутрь корпуса под углом 10 О, горизонтальные каналы с реактивными соплами, струйные воздушные рули, а в нижней части корпуса - гибкое ограждение.Недостатками транспортного средства на воздушной подушке Тепард" являются: недостаточная проходимость, значительные затраты на передвижение и разрушающее воздействие на окружающую среду,Указанные недостатки обусловлены небольшой высотой подъема над поверхностью дороги.Известен также аэромобиль, содержащий корпус с водительским и пассажирским отделениями, четырехколесное шасси с гидроцилиндрами подъема и выпуска колес, двигатель, размещенный внутри корпуса, кинематически соединенный с одноступенчатыми осевыми нагнетателями со спрямляющими аппаратами, размещенными внутри вертикальных кольцевых каналов, сужающихся книзу и установленных по 3-4 шт. спереди, сзади и по бокам, с двумя вентиляторами, соединенными воздуховодами с реактивными соплами, установленными по бокам корпуса, и имеющими управляемые решетки механизмы управления. Указанный аэромобиль как наиболее близкий по технической сущности и достигаемому по. лезному результату принят за прототип,Недостатками известного аэромобиля являются большое количество узлов и агрегатов, низкий КГ 1 Д движителей вертикального подъема, низкая надежность и сложность в управлении движителями вертикального подьема, низкая массовая отдача. недостаточная экономичность и разрушающее воздействие на окружаощую среду,Указанные недостатки обусловлены конструкцией движителей вертикального подьема и конструкцией самого аэромобиля..Целью изобретения является повыше ние эксплуатационных качеств транспортного средства,Это достигается за счет того, что в изве стном аэромобиле четырехколесное шасси с гидроцилиндрами подьема и выпуска колес, одноступенчатые осевые нагнетатели передние, задние и боковые, вентиляторы с 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 воздуховодами, реактивными соплами и управляемыми решетками заменены четырьмя по два спереди и сзади движителями вертикального подъема, выполненными одинаково, каждый из которых состоит из двух роторов, размещенных один над другим и смещенных относительно друг друга на 90 О, оси которых установлены вертикально и вставлены друг в друга с возможностью вращения в противоположные стороны, причем лопасти каждого ротора выполнены в форме полукруглых крыльев самолетного типа вогнуто-выпуклого профиля с установ-. ленными на них внутренними и наружными концевыми шайбами и имеющими постоянно открытые щитки - подкоылки, кроме того, движители вертикального подъема установлены на корпусе аэромобиля шарнирно с возможностью наклона их в продольном и поперечном направлениях посредством гидроцилиндра, двойными дифференциалами, связывающими движители вертикального подъема между собой и с двигателем, гироскопом, потенциометрь 1 которого электрически соединены с входами усилителей продольного и поперечного наклона, а выходы электрически соединены с механизмами привода тормозов дифференциалов,На фиг. 1 изображен общий вид аэромобиля: на фиг, 2 - то же, вид сверху и снизу; на фиг. 3 - размещение основных узлов аэромобиля; на фиг, 4 - система управления движителями вертикального подьема; на фиг, 5 - схема привода движителей вертикального подьема; на фиг, б - схема переднего дифференциала; на фиг. 7 - схема поворотного редуктора; на фиг, 8 - схема центрального дифференциала с редуктором; на фиг. 9 - схема заднего дифференциала; на фиг. 10 - общий вид механизма привода движителя вертикального подьема; на фиг. 11 - вид на механизм привода движителя вертикального подьема справа, разрез; на фиг, 12 - органы управления и гидравлическая схема управления движителями вертикального подъема; на фиг, 13 - общий вид ротора движителя вертикального подьема; на фиг, 14 - развертка сечения крыла; из фиг. 15 - схема движения аэромобиля вперед и назад; на фиг. 16 - схема поворота аэромобиля вокруг вертикальной оси; на фиг. 17 - схема движения аэромобиля боком; на фиг. 18 - схема поворота аэромобиля вокруг поперечной оси; на фиг, 19 - схема поворота аэромобиля вокруг продольной оси.Аэромобиль содержит корпус 1, который имеет водительское 2 и пассажирское 3 отделения, В верхней части кабины расположено аварийно-спасательное отделение5 10 15 25 30 35 40 45 50 55 4, закрытое крышками 5, внутри которого уложен спасательный парашют. Сверху в передней и задней частях корпуса установлены решетки 6 и 7, а в нижней части расположены окна 8 и 9 для прохода воздуха, Внизу установлены по два спереди и сзади пороховых двигателя 10 и 11 аварийной системы с механизмом их включения 12. К нижней части корпуса прикреплено опорное устройство в виде надувных резиновых амортизаторов 13. По бокам корпуса установлены коллекторы 14, связанные трубопроводами (не показаны) с выхлопной системой двигателя 15, имеющего муфту сцепления 16, Двигатель карданным валом 17 соединен с центральным дифференциалом 18 через редуктор, установленный в корпусе центрального дифференциала. Центральный дифференциал, имеющий тормозные барабаны 19 и 20 с тормозными колодками 21 и 22 и механизмами их приводов 23 и 24, карданными валами 25 и 26 соединен с передним 27 и задним 28 дифференциалами, имеющими тормозные барабаны 29, 30 и 31, 32 и взаимодействующие с ними тормозные колодки 33, 34 и 35, 36 с приводами 37, 38 и 39, 40, Передний и задний дифференциалы поперечными валами через поворотные редукторы 41 связаны с передними 42, 43 и задними 44, 45 движителями вертикального подьема. Все движители вертикального подъема имеют одинаковое устройство и каждый из них содержитдва ротора, установленных один над другим и смещенных один относительно другого на 90 О, и механизма привода и наклона роторов, Вертикальная ось 46 вставлена в отверстие втулки 47, выполненной заодно со сферой 48, шарнирно закрепленной в обойме, состоящей их верхней 49 и нижней 50 частей, к последней прикреплены стойки 51 и 52, причем на последней шарнирно закреплен рычаг 53, нижний конец которого шарнирно соединен со штоком гидроцилиндра 54 поперечного наклона движителя вертикального подьема, а нэ верхнем его конце установлен гидроцилиндр 55 продольного наклона движителя вертикального подьема, шток которого шарнирно соединен с втулкой сферы, Обе стойки закреплены на корпусе аэромобиля. Нижний конец вертикальной оси через шариковый шарнир равной угловой скорости 56 соединен с вертикальным валом поворотного редуктора, горизонтальный вэл которого связан с поперечным валом переднего или заднего дифференциала.На другом конце вертикальной оси установлена нэ шпонке ведущая шестерня 57, на которую также на шпонке насажена втулка 58, соединенная посредством спиц 59 с внутренней кольцевой шайбой 60, к которой прикреплены два полукруглых крыла 61 и 62 выпукло-вогнутого сечения, по периметру которых установлены концевые шайбы 63 и 64. Внизу крылья имеют постоянно открытые щитки-подкрылки 65 и 66, а наверху - ребра 67, Остальные верхние крылья 68-73 такого же самолетного типа и имеют такое же устройство, С ведущей шестерней входит в зацепление промежуточная шестерня 74. ось 75 которой закреплена на втулке сферы, на которой свободно надета ведомая шестерня 76, входящая в зацепление с промежуточной шестерней, Ведомая шестерня посредством спиц 77 соединена со втулкой 78, являющейся внутренней концевой шайбой, к которой прикреплены нижние крылья 79, 80. Остальные крылья 81 - 86 тоже самолетного типа и имеют такое же устройство, кэк и верхние крь 1 лья. Конструкция удерживается шайбой 87 и закреплена гайкой 88. С ведущей шестерней соединен колпак 89, предохраняющий от попадания посторонних предметов внутрь механизма. Угол атаки крыльев Р = 5 О, угол на который открыт щиток-подкрылек, также а = 5 О, Выбор небольших углов а и ф обусловлен тем. что при больших углах второе крыло, двигаясь в турбулентном потоке воздуха вслед за первым, работает в невыгодном режиме. что приводит к уменьшению подьемной силы крыла, Верхние и нижние крылья установлены на некотором расстоянии друг от друга, Отношение длины крыла к его хорде 1 / 3.Система устойчивости содержит гироскоп 90, потенциометры которого электрически соединены с входами усилителя продольной устойчивости 91 и усилителем поперечной устойчивости 92, выход последнего электрически соединен с механизмами включения и выключения золотников гидравлической системы привода тормозов центрального дифференциала. Выход усилителя продольной устойчивости электрически соединен с механизмами включения и выключения золотников гидравлической системы привода тормозов левых переднего и заднего дифференциалов и правого тормоза переднего и заднего дифференциалов.Система устойчивости может быть отключена выключателем, не показанном на чертеже.Система управления аэромобилемвключает ручку управления положением корпуса аэромобиля в пространстве 93, которэя установлена справа от водителя, ручку управления продольным и поперечным наклоном движителей вертикального яодь 2002655ема 94, которая расположензслева от водителя и ножных педалей путевогоупрзвления 95. Ручка управления положением корпуса аэромобиля в пространстве шарнирно закреплена нз раме 96, установленной на подшипниках 97, на оси которой закреплен рычаг 98, взаимодействующий с валиком включателя 99, связанного электрически с механизмами включения тормозов центрального дифференциала, а именно заднего тормоза. Снизу ручка шарнирно соединена с валиком 100, на котором закреплен диск 101, взаимодействующий с включателем 102, который электрически соединен с механизмом включения переднего тормоза центрального дифференциала. Ручка управления наклоном движителей вертикального подьема шарнирно закреплена на раме 103, установленной нз подшипниках 104 и имеющей с одной стороны рычаг 105, шарнирно соединенный с валиком золотниковой коробки 106, которая трубопроводами 107 соединена с гидроцилиндрами продольного наклона движителей вертикального подьема. В нижней части ручка шарнирно соединена с валиком 108 с дис ком 109, взаимодействующим с золотниковой коробкой 110, имеюшей блокировочное устройство 111 и соединенной трубопроводами 112 с гидроцилиндрзми поперечного наклона движителей вертикального подьНожные педали путевого управленияустановлены нз оси 113 и выполнены в форме коромысла, имеющего рычаг 114, взаимодействующий а золотниковой коробкой 115, которая имеет блокировочное устройство 116 и трубопроводами 117 соединена с гидроцилиндрами поперечного наклона движителей вертикального наклона, Идравлическзя система включает также масляный бзк 118 и масляный насос 119, Механизм управления частотой вращения вала двигателя может быть выполнен в виде вращающейся рукоятки.Аэромобиль работает следующим образом.Крутящий момент от двигателя 15, карданный взл 17, муфту сцепления 16, которая должна быть во включенном положении. и через редуктор передается на центральный дифференциал 18, Затем через кардзнные валы 25 и 26 передается на передний 27 и задний 28 дифференциалы. С выходных поперечных валов переднего и заднего дифференциалов крутящий момент через поаоротные редукторы 41, шариковые шарниры равных угловых скоростей 56 передается на передние 42, 43 и задние 44, 45 движители вертикального подъема, При40 лз двигателя 15(на фиг, 12 от себя), При этом рама 103, поворачиваясь вместе с ручкой, поворачивает рычаг 105, который передвигает вал и вместе с ним один йз золотников эолотниковой коробки 106. Масло иэ бака118 масляным насосом 119 по трубопроводам 107 подается в соответствующие полости гидроцилиндров продольного наклона 55 всех четырех движителей вертикального подьемз Штоки выдвигаются иэ цилиндров, нажимают на втулку 47, поворачивая сферу. 48 внутри верхней 49 и нижней 50 частей обоймы, тем самым заставляя верхние инижние крылья движителей вертикального подъема вращаться под некоторым углом квертикальной оси. Подъемные силы крыльевРу, действуя под углом к силе веса Р аэромобиля, создают дополнительные силы Г, действующие вдоль продольной оси и перемещающие корпус зэромобиля вперед с некоторой скоростью, которая зависит от угла этом вертикальные оси 46, вращаясь вовтулках 47 сфер 48, приводят во вращение шестерни 57 и вместе с ними верхние пары крыльев 61, 62, 68, 69, 70, 71, 72, 73, Ведущие шестерни 57 через промежуточные шестерни 74 заставляют вращаться впротивоположную сторону ведомые шестерни 76, а вместе с ними и нижние пары крыльев 79-86, При вращении крыльев скорость движения воздуха по верхним поверхностям крыльев больше, чем скоростьдвижения под нижними поверхностями.Вследствие этого над верхними поверхно-, стями крыльев. образуется разрежение, а под нижними поверхностями крыльев воз-, никает повышенное давление, которое дополнительно увеличивается зз счет щитков-подкрылков 65 и 66, которые дополнительно уменьшают скорость воздушногопотока под крыльями, тем. самым увеличивая давление под крыльями. В результате этого крылья 61, 62, 68, 69, 70, 71, 72, 73, 79,80, 81, 82, 83, 84, 85, 86 создает подьемную силу Ру, направленную вертикально вверх и25 уравновешивающую силу веса Р зэромобиля. Путем увеличения или уменьшения частоты вращения вала двигателя 15 можно изменять величину подьемной силы, Для предотвращения перетекания воздуха из30 зоны высокого давления в зону низкого давления и тем самым уменьшения подьемной силы крыльев последние имеют внутренние кольцевые шайбы 60, 78 и наружные концевые шайбы 63, 64, а кроме того ребра 67 на верхних поверхностях крыльев, После набора необходимой высоты ручка 94 управления наклоном движителей вертикального подъема передвигается вперед с одновременным увеличением частоты вращения ва 2002655наклона движителей. вертикального подьема и величины подъемной силы Ру(фиг. 15), После наклона движителей вертикального подъема на необходимый угол ручка 94 возвращается в нейтральное положение, движители вертикального подьема остаются при этом в наклонном положении, Для торможения или движения задним ходом ручка 94 перемещается назад (на фиг, 12 на себя), Рама 103, поворачиваясь в подшипниках 104, поворачивает рычаг 105, который перемещает вал и вместе с ним другой золотник золотниковой коробки 106, масло из бака 118 насосом 119 по трубопроводам 107 подается в соответствующие полости цилиндров продольного наклона 55, Штоки цилиндров втягИваются внутрь, поворачивая сферы 48 в противоположную сторону, соответственно наклоняя плоскости вращения крыльев в противоположную сторону. Силы Р направлены вдоль продольной оси назад. Они уменьшают скорость движения аэромобиля вперед (тормозят) или сообщают ему движение задним ходом с некоторой скоростью(нв фиг, 15 показано пунктиром), При перемещении ручки 94 влево валик 108 перемещается вправо и диск 109 нажимает на один из золотников золотниковой коробки 110. Масло из бака 118 насосом 119 через золотниковую коробку трубопровода 112 подается в соответствующие полости гидро- цилиндров поперечного наклона 54, штоки которых втягиваются внутрь, рычаги 53 поворачиваются и поворачивают сферы 48, а с ними и плоскости вращения крыльев движителей вертикального подьема. Подъемные силы Ру, действующие под углом к силе веса Р, порождаютдополнительные силы.Р, которые направлены влево вдоль поперечной плоскости. Они и вызывают перемещение корпуса аэромобиля влево с некоторой скоростью(фиг. 17). При перемещении ручки 94 вправо валик 108 перемещается влево и диск 109 нажимает на другой золотник золотниковой коробки 110. Под действием масла, поступающего по трубопроводам 112 в соответствующие полости гидроцилиндров 54 поперечного наклона, штоки выдвигаются и поворачивают рычаги 53 в противоположную сторону, Втулки 47 поворачиваются вправо в поперечном направлении, наклоняя плоскости вращения крыльев движителей вертикального подьема вправо в поперечном направлении. Возникающие силы создают либо торможение движению корпуса аэромобиля влево. либо перемещение его вправо с некоторой скоростью (не показано). После выполнения необходимых действий ручка 94 возвращается в исходное положение. Путевое управление аэромоби 5 10 20 25 30 35 40 50 лем (повороты налево, направо, вращение на месте вокруг вертикальной оси) осуществляется ножными педалями 95. При нажатии на правую педаль она поворачивается вокруг оси 113 и рычаг 114, перемещаясь влево, нажимают на один из золотника золотниковой коробки 115. Масло из бака 118 насосом 119 подается через золотниковую коробку 115, трубопроводы 117 в соответствующие полости гидроцилиндров 54 поперечного наклона. В этом случае плоскости вращения крыльев передних движителей вертикального подъема 42. 43 наклоняются вправо в поперечной плоскости, а задних движителей вертикального подъема 44, 45 - влево и корпус аэромобиля вращается по часовой стрелке вокруг вертикальной оси (не показано). При нажатии на левую педаль рычаг 114 перемещается вправо и нажимает на другой золотник золотниковой коробки 115, Масло подается насосом из бака через золотниковую коробку 115, трубопроводы 117 в соответствующие полости гидроцилиндров поперечного наклона 54. Плоскости вращения крыльев передних движителей вертикального подъема 42, 43 отклоняются влево, а плоскости вращения крыльев задних движителей 44, 45 - вправо. Подъемные силы крыльев Ру будут действовать под углом к силе веса азромобиля Р и возникающие при этом дополнительные силы Р будут поворачивать переднюю часть аэромобиля влево, а заднюю часть вправо, заставляя корпус вращаться против часовой стрелки вокруг вертикальной оси (фиг. 16). При нажатии на педали 95 блокировочное устройство 11 отключает золотниковую коробку 110 и наоборот при перемещении ручки 94 влево или вправо блокировочное устройство 116 отключает золотниковую коробку 115, не допуская одновременного перемещения ручки 94 влево - вправо и нажатия на педаль 95, при этом ручка 94 может перемещаться беспрепятственно в положения "от себя и на себя".При подъеме аэромобиля вверх без горизонтального перемещения, зависании над каким-либо местом, а также и при горизонтальном движении контроль за положением корпуса аэромобиля в пространстве в автоматическом режиме осуществляет система устойчивости, которая работает следующим образом,При отклонении по какой-либо причине правой части корпуса аэромобиля вниз от горизонтального положения вместе с ним отклоняется и корпус гироскопа 90 и в соответствующих его датчиках возникает ток равный величине и скорости этого откцонения, Возникший ток поступает на вход уси 2002655лителя продольной устойчивости 91, где усиливается и подается на исполнительные механизмы 37 и 39, которые прижимают тормозные колодки 33 и 35 к тормозным барабанам 29 и 31 переднего и заднего дифФеренциалов, В этом случае частота вращения крыльев переднего 42 и заднего 44 движителей вертикального подъема уменьшится, а переднего 43 и заднего 45 движителей вертикального подъема увеличится, Подъемная сила в правой части корпуса аэромобиля увеличится, а в левой уменьшится и корпус займет горизонтальное положение, При отклонении левой части корпуса вниз от горизонтального положения ток от датчиков гироскопа 90 через усилитель продольной устойчивости 91 поступает на исполнительные механизмы 38 и 40, которые прижимают тормозные колодки 34 и 36 к тормозным барабанам. 30 и 32, после чего частота вращения крыльев переднего 43 и заднего 45 движителей вертикального подьема уменьшится, переднего 42 и заднего 44 движителей вертикального подьема увеличится, Подъемная сила в левой части корпуса увеличится, а в правой уменьшится и корпус снова примет горизонтальное положение, В случае отклонения вниз от горизонтального положения передней части аэромобиля в датчиках гироскопа 90 возникает ток, соответствующий величине и скорости этого отклонения, который подается на вход усилителя 92 поперечной устойчивости. Усиленный усилителем ток поступает на механизм привода 24, который прижимает тормозную колодку 22 к тормозному барабану 19, Вследствие этого частота вращения крыльев передних движителей 42, 43 увеличится, а задних движителей вертикального подъема 44, 45 уменьшится. Подьемная сила в передней части корпуса увеличится, а в задней части уменьшится и корпус аэромобиля повернется и займет горизонтальное положение, И наоборот при отклонении задней части аэромобиля вниз от горизонтального положения ток от гироскопа 90 через усилитель 92 поступит в механизм 23, который прижмет колодку 21 к тормозному барабану 20 центрального дифференциала, Частота вращения крыльев движителей вертикального подъема 42, 43 уменьшится, а движителей вертикального подъема 44, 45 возрастет, Подъемная сила в передней части корпуса уменьшится, а в задней возрастет и корпус снова займет горизонтальное положение. При отключенной или неисправной системе устойчивости горизонтальное положение корпуса аэромобиля может поддерживаться вручную отклонением ручки 93 управления положением корпуса аэромобиля в пространстве в продольном и поперечном направлениях. При перемещении ручки 93 в положение "от себя" рама 96 поворачивается в подшипниках 97 и поворачивает рычаг 98, который через связанный с ним валик, включает соответствующую группу контактов включателя 99, Ток от включателя поступает в механизм привода23, который прижимает тормозную колодку21 к тормозному барабану 20. Частота вращения передних движителей 42 и 43 уменьшается, а задних 44 и 45 увеличивается.Подъемная сила Ру в задней части становится больше, чем в передней и корпус аэромобиля поворачивается вокруг поперечной оси (фиг. 18, показано пунктиром),При перемещении ручки 93 в положение "на себя" рама 96 поворачивается в подшипниках 97 в противоположную сторону и рычаг 98 через валик включает другую группу контактов включателя 99. Ток поступает в механизм привода 24, который прижимает колодку 22 к тормозному барабану 19 центрального дифференциала 18. Частота вращения крыльев передних движителейувеличится, в задних уменьшится. Подъемная сила в передней части корпуса возрастет, а в. задней уменьшится и корпусповернется вокруг поперечной оси в обратную сторону (Фиг. 18, показано сплошными линиями),При перемещении ручки 93 вправо валик 100 переместится влево и диск 101 замкнет группу контактов включателя 102. Ток поступит в механизмы привода 38 и 40, которые прижмут тормозные колодки 34 и Зб к тормозным барабанам 30 и 32 переднегои заднего дифференциалов 27 и 28, Подъемная сила Ру в левой части корпуса увеличитея, а в правой уменьшится и аэромобиль сделает крен на правую сторону (на фиг. 19 показано сплошнь 1 ми линиями),При перемещении ручки 93 влево валик100 перемещается вправо и включает другую группу контактов включателя 102. Ток поступает в механизмы привода 37 и 39, которые прижимают тормозные колодки 33 и 35 к тормозным барабанам 29 и 31. Подьемная сила Ру переднего 42 и заднего 44движителей вертикального подъема уменьшается вследствие уменьшения частоты вращения крыльев 68, 69, 81, 82 и 7 О, 71, 83,55 84. а переднего 43 и заднего 45 движителей вертикального подьем увеличивается вследствие увеличения частоты вращения крыльев 61, 62, 79, 80. и 72, 73, 85, 86, Аэромобиль делает крен влево (на Фиг, 19 показано пунктиром).2002655 ЗО Во время полета в случае Возникновения аварийной ситуации, связанной с остановкой двигателя 15. приводится в действие аварийная система, Нажатием на ручку, не показанную на чертеже, открывается крышка 5 аварийно-спасательного отделения 4, из которого выбрасывается парашют (не показан), после чего происходит спуск аэромобиля на парашюте. За несколько метров до посадочной поверхности механизм 12 воспламеняет пороховые двигатели 10 и 11. которые создают тормозной момент и далее происходит мягкая посадка на надувные резиновые амортизаторы 13. Формула изобретения 1. Аэромобинь, содержащий корпус, внутри которого размещен двигатель, связанный с кинематически соединенными движителями вертикального подьема, каждый из которых образован несколькими лопастными роторами, расположенными на одной оси один над другим и установленными с возможностью наклона в продольной и поперечной плоскостях, опорное устройство и механизмы управления, отличающийся тем, что, с целью повышения эксплуатационных качеств, лопасть каждоПредлагаемый аэромобиль может бытьиспользован для доставки грузов и людей втруднодоступные районы. 5 Изобретение обеспечивает лучшие эксплуатационные качества эа счет более высокой экономичности, большей безопасности при эксплуатации, возможности доставки грузов непосредственно к месту назначения10 и меньшее разрушающее воздействие на окружающую среду, (56) Патент США М 3276528, кл. 180-119, 1966,го ротора выполнена в виде сектора, ограниченного по наружной поверхности буртиком, причем профиль сектора при 20 рассечении его цилиндрическими поверхностями в пределах всей лопасти в проекции на плоскость выполнен в виде аэродинамического профиля крыла,2, Аэромобиль по п,.1, отличающийся 25 тем. что лопасти каждого иэ расположенных на одной оси роторов выполнены со смещением на определенный угол относительно лопастей другого.Ф