RU203281U1

RU203281U1 - TWO-DRIVE ORNITOPTER WITH COMBINED PROPELLER WINGS

Info

Publication number: RU203281U1
Application number: RU2020128667U
Authority: RU
Inventors: Леонид Яковлевич Костиков
Original assignee: Леонид Яковлевич Костиков
Priority date: 2020-08-28
Filing date: 2020-08-28
Publication date: 2021-03-30

Abstract

Полезная модель Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа относится к области летательных аппаратов с машущими крыльями пропеллерного типа (ЛАМК).Технической задачей, на которую направлено заявленная полезная модель, является увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла, а также уменьшение его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла, что приведет к увеличению КПД крыла в режиме маха.Техническое решение данной проблемы направлено на устранение указанных недостатков и достигается за счет за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, дополнительной установки на передних лонжеронах аэродинамических панелей с выходом их внешнего края за оконечную часть передних лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, в результате чего улучшился аэродинамический профиль крыла в период его полного раскрытия (подобно крылу птицы) и появления положительного вектора тяги Рхот выступающей внешней поверхности аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха в период вращения крыла вокруг его оси и направленного в сторону поступательного движения орнитоптера, что способствует дополнительному увеличению величины общего вектора тяги крыла маха, а также за счет применения в схеме орнитоптера двух раздельных приводов, расположенных по ИКС-образной схеме и с раздельными силовыми установками.Техническим результатом является создание двухприводного орнитоптера с комбинированными крыльями пропеллерного типа с целью увеличения КПД крыла и с целью уменьшения "фронтального" сопротивления крыла в секторе окружности первой половины маха крыла при поступательном перемещении орнитоптера и за счет бокового расположения крыла его боковой стороной к линии полета.Увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла происходит за счет изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, позволивших получить больший угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха крыла, т.е. с целью получения большей проекционной площади крыла, а также расположением крыла ориентированного своей боковой стороной к линии полета аппарата с целью уменьшения его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла и с возможностью дополнительной установки на передний (прямолинейный) лонжерон крыла маха и крыла взмаха аэродинамической панели с выходом ее внешней части (панели) за пределы переднего лонжерона как и выполняющая роль лопасти "винта" при вращении крыла, так и придания крылу маха при полном его раскрытии правильный аэродинамический профиль подобно аэродинамическому профилю крыла птицы в полете, т.е. в конце первой половине маха крыла в то же время дополнением к этому является перемещение биссектрисной Б-Б части площади крыла маха во время изменения вогнутости рабочей поверхности крыла от большего значения вогнутости, сформированной в середине режима взмаха до меньшего значения вогнутости, сформированной в середине режима маха, где данное изменение произошло с направлением в сторону поступательного движения крыла маха, что способствует дополнительному увеличению окружной скорости крыла, а значит и профильного сопротивления крыла, тем самым увеличивая значение КПД крыла в первой половине режима маха, при этом с целью обеспечения большей безопасности орнитоптера в процессе его полета и благополучного его завершения на случай отказа двигателя одного из приводов в схеме данного аппарата предусмотрено установка в нем двух отдельных приводов со своей отдельной силовой установкой (двигателем) и расположены относительно друг друга по ИКС-образной схеме, где на внешних концах которых через П-образные рамы прикреплены крылья пропеллерного типа, но с обязательным расположением центра тяжести (ц.т.) орнитоптера в точке пересечения двух линий, соединяющей между собой центры давления первой линии (ц.д.1) переднего крыла первого привода с центром давления (ц.д.2) заднего крыла первого привода и второй линии, соединяющей между собой центр давления (ц.д.3) переднего крыла второго привода с центром давления (ц.д.4) заднего крыла этого привода, также дополнением к увеличению КПД крыла маха является применение в его рабочей поверхности облегченных ленточных фиксаторов промежуточных звеньев (спиц) и парусины крыла, способствующих образованию конусных каналов открытого типа с меньшей их и нерационностью в период изменения проекционной площади крыла маха.Происходит уменьшение бокового профильного сопротивления крыла в первой половине маха крыла по сравнению с фронтальным профильным сопротивлением крыла в период его поступательного движения (полета), при этом увеличивается угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха от 56°до 70°за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крылаUtility model A two-drive ornithopter with propeller-type combined wings belongs to the field of propeller-type flapping aircraft (LAMK). The technical task to which the claimed utility model is directed is to increase the profile drag of the combined wing, as well as to decrease its profile lateral drag in the first mode. half of the wing flap, which will lead to an increase in the efficiency of the wing in the swing mode. The technical solution to this problem is aimed at eliminating the indicated drawbacks and is achieved by increasing the configuration of the wing spars and the wing flap, additional installation of aerodynamic panels on the front spars with the exit of their external edges beyond the end part of the front wing spars and wing flaps, as a result of which the aerodynamic profile of the wing is improved during its full opening (like a bird's wing) and the appearance of a positive thrust vector Rhot of the protruding outer surface and aerodynamic panel of the flapping wing and flapping wing during the period of wing rotation around its axis and directed towards the translational motion of the ornithopter, which contributes to an additional increase in the magnitude of the general thrust vector of the flapping wing, as well as due to the use of two separate drives in the ornithopter scheme, located along the IKS- shaped scheme and with separate power plants. The technical result is the creation of a two-drive ornithopter with combined propeller-type wings in order to increase the efficiency of the wing and to reduce the "frontal" wing drag in the sector of the circumference of the first half of the wing swing during the translational movement of the ornithopter and due to the lateral position of the wing its lateral side to the flight line. An increase in the profile resistance of the combined wing occurs due to a change in the configuration of the wing spars and the wing flap, which made it possible to obtain a larger wing opening angle by the end of the first half of the wing flap, i.e. in order to obtain a larger projection area of the wing, as well as the location of the wing oriented with its lateral side to the flight line of the apparatus in order to reduce its profile lateral resistance in the mode of the first half of the wing flap and with the possibility of additional installation on the front (rectilinear) wing spar and the wing flap of the aerodynamic panels with the exit of its outer part (panel) beyond the front spar, as well as performing the role of a "propeller" blade when the wing rotates, and giving the wing a swing at its full opening, the correct aerodynamic profile is similar to the aerodynamic profile of a bird's wing in flight, i.e. at the end of the first half of the wing swing, at the same time, an addition to this is the displacement of the bisecting B-B part of the swing wing area during the change in the concavity of the wing working surface from a greater value of the concavity formed in the middle of the swing mode to a lower value of the concavity formed in the middle of the swing mode , where this change occurred with the direction towards the forward motion of the swing wing, which contributes to an additional increase in the peripheral speed of the wing, and hence the profile drag of the wing, thereby increasing the value of the wing efficiency in the first half of the swing mode, while in order to ensure greater safety of the ornithopter in during its flight and its successful completion in case of engine failure of one of the drives, the scheme of this apparatus provides for the installation in it of two separate drives with its own separate power plant (engine) and are located relative to each other in an IR-shaped scheme, where at the outer ends of which, throughU-shaped frames are attached to propeller-type wings, but with the obligatory location of the center of gravity (c.t.) of the ornithopter at the point of intersection of two lines connecting the centers of pressure of the first line (c.d. 1) of the front wing of the first drive with the center of pressure ( central fender 2) of the rear wing of the first drive and the second line connecting the center of pressure (central compartment 3) of the front wing of the second drive with the center of pressure (central compartment 4) of the rear wing of this drive, also in addition to increasing the efficiency wing flap is the use in its working surface of lightweight tape retainers of intermediate links (spokes) and wing sailcloths, contributing to the formation of conical open-type channels with their lesser and irrationality during the period of change in the projection area of the wing flap. in comparison with the frontal profile drag of the wing during its translational motion (flight), while the opening angle increases swing wing by the end of the first half of swing from 56 ° to 70 ° due to an increase in the change in the configuration of the wing spars

Description

Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа относится к области летательных аппаратов с машущими крыльями пропеллерного типа (ЛАМК).The two-drive ornithopter with propeller-type combined wings belongs to the field of propeller-type flapping aircraft (LAMK).

Во все времена человека привлекал полет птиц и насекомых, а более точно, его внимание привлекало устройство и работа крыла, которое по эффективности в несколько раз превышали эффективность крыла "железных" птиц, а это означало, что тайна высокой эффективности крыльев птиц и насекомых по-прежнему оставалась сокрытой от глаз человека.At all times, man was attracted by the flight of birds and insects, or more precisely, his attention was attracted by the design and operation of the wing, which in terms of efficiency was several times higher than the efficiency of the wing of "iron" birds, which meant that the secret of the high efficiency of the wings of birds and insects remained hidden from human eyes.

Выдающиеся ученые и исследователи: Н.Е. Жуковский, Н.К. Тихонравов, Г.С. Шестакова, Г.Н. Виноградов и В.П. Киселев (МАИ), а также А.К. Бродский (Санкт-Петербург Г.У.), немецкий исследователь Е. Хольст и др. работали над этой темой.Outstanding scientists and researchers: N.E. Zhukovsky, N.K. Tikhonravov, G.S. Shestakova, G.N. Vinogradov and V.P. Kiselev (MAI), as well as A.K. Brodsky (St. Petersburg G.U.), German researcher E. Holst and others worked on this topic.

Мной также проводились исследования в этой области. На основании полученных результатов были получены патенты: патент на изобретение РФ № 2583426 "Управляемое крыло пропеллерного типа", патент на полезную модель РФ № 177244 №Управляемое крыло пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата" и патент на полезную модель РФ №184318 "Крыло пропеллерного типа с многозвенными лонжеронами веерной схемы".I have also conducted research in this area. Based on the results obtained, patents were obtained: patent for invention of the Russian Federation No. 2583426 "Controlled propeller-type wing", patent for a useful model of the Russian Federation No. 177244 No. Controlled propeller-type wing for a multi-wing aircraft "and patent for a useful model of the Russian Federation No. 184318" Propeller-type wing with multi-link spars of a fan-shaped scheme ".

Аналогом нашего патентного решения является КРЫЛО ПРОПЕЛЛЕРНОГО ТИПА С МНОГОЗВЕННЫМИ ЛОНЖЕРОНАМИ ВЕЕРНОЙ СХЕМЫ (патент на полезную модель № 184318 от 09.08.2018, опубл. 22.10.2018). Крыло пропеллерного типа с многозвенными лонжеронами веерной схемы для летательных аппаратов с машущими крыльями пропеллерного типа, имеющее Г-образную ось, на каждой стороне которой расположено по одной цилиндрической втулке, к внутренним концам которых жестко прикреплены колеса с коническим зубом, находящиеся в зубчатом зацеплении друг с другом, рядом с которыми расположены и жестко прикреплены внутренние концы левых фигурных лонжеронов крыла маха и взмаха - к боковым противоположным сторонам под прямым углом к левой втулке, а внутренние правые концы правых фигурных лонжеронов крыла маха и взмаха - к боковым противоположным сторонам под прямым углом к правой втулке, между внешними концами которых прикреплена эластичная парусиновая поверхность, тем самым образуя крыло маха и крыло взмаха, отличающееся тем, что на каждом фигурном лонжероне крыла маха и крыла взмаха расположены по три втулки (первая, вторая и третья), где первая и вторая втулки жестко соединены промежуточным звеном, вторая и третья втулки жестко соединены горизонтальной полкой лонжеронного звена первого ряда, при этом демпфирующая пружина одним своим концом крепится к первой втулке, а другим своим концом крепится к фигурному лонжерону, в то же время, к этой же втулке, к ее боковой стороне, обращенной к биссектрисной оси в вертикальном положении, жестко прикреплена рама-ось, на внешней стороне которой расположены поочередно по вертикали оси втулки лонжеронных звеньев с их стержнями (от второго до пятого ряда), при этом, к внешнему концу лонжерона пятого ряда в продолжение его, жестко прикреплен силовой стержень, к внешнему концу которого своей боковой поверхностью в вертикальном положении, жестко прикреплена втулка с расположенной в ней вертикальной осью; дополнительно, к каждому внешнему концу лонжеронного звена с углом наклона 50-60° в сторону движения крыла, жестко прикреплен «козырек» лонжеронного типа с профильным сечением, как и лонжеронного звена в виде Г-образной формы с его горизонтальной и вертикальной полками, первая из которых в лонжеронном звене используется для крепления к ней эластичного ленточного фиксатора лонжеронных звеньев для обеспечения между собой расчетного интервала и синхронного расхождения в режиме маха крыла и для крепления рабочей поверхности эластичного парусинового полотна, а вертикальные полки являются боковой стенкой конусообразного канала крыла, так как расположение горизонтальных полок соответствует их втулкам, расположенным по вертикали на раме-оси, где горизонтальная полка лонжеронного звена пятого ряда относится к верхней втулке и находится выше горизонтальной полки лонжеронного звена четвертого ряда и так далее до лонжеронного звена первого ряда.An analogue of our patent solution is a PROPELLER TYPE WING WITH MULTI-LINK FAN CIRCUIT LONGERONS (utility model patent No. 184318 dated 08/09/2018, published on 10/22/2018). A propeller-type wing with multi-link spars of a fan-shaped design for aircraft with flapping propeller-type wings, having an L-shaped axis, on each side of which there is one cylindrical bushing, to the inner ends of which wheels with a bevel tooth are rigidly attached, which are in gearing with each other another, next to which the inner ends of the left curly wing spars are located and rigidly attached to the lateral opposite sides at right angles to the left bushing, and the inner right ends of the right curly wing spars of the swing and swing are located to the lateral opposite sides at right angles to right bushing, between the outer ends of which an elastic canvas surface is attached, thereby forming a fly wing and a wing wing, characterized in that on each figured spar of the wing wing and wing wing there are three bushings (first, second and third), where the first and second bushings are rigidly connected by an intermediate link, wto paradise and the third bushings are rigidly connected by a horizontal flange of the spar link of the first row, while the damping spring is attached at one end to the first bushing, and at its other end is attached to the figured spar, at the same time, to the same bushing, to its side facing a frame-axis is rigidly attached to the bisector axis in a vertical position, on the outer side of which the bushings of the spar links with their rods are alternately arranged vertically vertically (from the second to the fifth row), while, to the outer end of the spar of the fifth row in continuation of it, rigidly a power rod is attached, to the outer end of which, with its lateral surface in a vertical position, a bushing with a vertical axis located in it is rigidly attached; additionally, to each outer end of the spar link with an angle of inclination of 50-60 ° in the direction of the wing movement, a spar-type "visor" with a profile section is rigidly attached, as well as the spar link in the form of an L-shaped shape with its horizontal and vertical shelves, the first of which in the spar link is used to attach to it the elastic tape retainer of the spar links to ensure the design interval between each other and the synchronous divergence in the wing flapping mode and for fastening the working surface of the elastic canvas canvas, and the vertical shelves are the side wall of the tapered wing channel, since the location of the horizontal the shelves correspond to their bushings, located vertically on the axle frame, where the horizontal flange of the fifth row spar refers to the upper bushing and is located above the horizontal flange of the fourth row of spars, and so on up to the first row of spars.

Прототипом нашего патентного решения является УПРАВЛЯЕМОЕ КРЫЛО ПРОПЕЛЛЕРНОГО ТИПА ДЛЯ МНОГОКРЫЛОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА (патенте на полезную модель РФ № 177244 от 24.07.2017, опубликовано 14.02.2018), в котором изложена схема трехрежимного механизма. Управляемое крыло пропеллерного типа для многокрылого летательного аппарата, имеющее корпус, двигатель, левое и правое крыло с механизмом управления, каждое из которых состоит из двух фигурных лонжеронов, зеркально расположенных друг относительно друга, отличающееся тем, что нет общей рамы, при этом имеется одна общая Г-образная ось, а на каждом плече оси расположены внешние и внутренние втулки, для синхронного вращения каждой втулки установлены по одному коническому зубчатому колесу, которые имеют механический контакт между собой, при этом на противоположном конце удлиненной втулки жестко закреплено ведомое зубчатое колесо, при этом правое боковое звено П-образной рамы жестко прикреплено при помощи второй внешней втулки и винта-фиксатора к Г-образной оси, а левое звено П-образной рамы имеет концевую втулку - первая внешняя втулка, внутри которой свободно вращается удлиненная втулка Г-образной оси, притом на определенном удалении от данного конического зубчатого колеса к внешним сторонам внешней и внутренней втулок перпендикулярно к их боковым поверхностям жестко прикреплены по одному фигурному лонжерону, а на другой стороне этой удлиненной втулки жестко закреплено ведомое зубчатое колесо, расположенное между двумя втулками, а вышеизложенные боковые звенья жестко соединены поперечным звеном, к внешней боковой части которого жестко прикреплен рычаг П-образной рамы, внутри серединных втулок свободно расположен ведущий вал крыла, с расположенным на нем жестко прикрепленным ведущим зубчатым колесом, расположенным на одной продольной оси с ведомым зубчатым колесом и имеющим с ним механический контакт, причем ведущий вал имеет свободное вращение, а его коническое зубчатое колесо жестко прикреплено к данному валу между базовыми втулками и передающей свое вращение ведущему валу от горизонтального конического зубчатого колеса, где для углового изменения П-образной рамы совместно с Г-образной осью применен гидроцилиндр с выдвижным штоком, а также с золотниковым переключателем с ручкой управления и промежуточной тягой, которая одним концом шарнирно соединена с втулкой штока, а другим с втулкой рычага.The prototype of our patent solution is a CONTROLLED WING OF THE PROPELLER TYPE FOR MULTI-WING AIRCRAFT (patent for a useful model of the Russian Federation No. 177244 dated 07.24.2017, published on 02.14.2018), which outlines a diagram of a three-mode mechanism. A propeller-type controlled wing for a multi-wing aircraft, having a body, an engine, left and right wings with a control mechanism, each of which consists of two figured spars, mirrored relative to each other, characterized in that there is no common frame, while there is one common L-shaped axle, and on each shoulder of the axle there are external and internal bushings, for synchronous rotation of each bushing, one bevel gear is installed, which have mechanical contact with each other, while at the opposite end of the elongated bushing, a driven gear is rigidly fixed, while the right side link of the U-shaped frame is rigidly attached with the help of a second outer sleeve and a retaining screw to the L-shaped axis, and the left link of the U-shaped frame has an end sleeve - the first outer sleeve, inside which the elongated sleeve of the L-shaped axis rotates freely, moreover, at a certain distance from this bevel gear to the outer sides One figured spar is rigidly attached to the outer and inner bushings perpendicular to their lateral surfaces, and on the other side of this elongated sleeve, a driven gear is rigidly fixed, located between the two bushings, and the above side links are rigidly connected by a transverse link, to the outer side of which is rigidly a lever of the U-shaped frame is attached, inside the middle bushings, the wing drive shaft is freely located, with a rigidly attached drive gear located on it, located on the same longitudinal axis with the driven gear wheel and having mechanical contact with it, and the drive shaft has free rotation, and its bevel gear is rigidly attached to this shaft between the base bushings and transmitting its rotation to the drive shaft from the horizontal bevel gear, where a hydraulic cylinder with a retractable rod, as well as a slide switch, is used to angularly change the U-shaped frame together with the L-shaped axis with a control handle and an intermediate rod, which is pivotally connected to the stem sleeve at one end, and to the lever sleeve at the other.

Недостатком данного прототипа является, то что при перемещении крыла маха в секторе окружности 270°-360°-90° его возникшее профильное сопротивление крыла (Q_ye) способствует уменьшению (торможению) поступательному движению аппарата в полёте, при этом рабочая поверхность купола крыла не имеет конусообразных каналов расположенных по веерной схеме, в режиме маха крыла, а значит имеет уменьшенное профильное сопротивление у крыла в режиме маха крыла, а также максимальный угол раскрытия рабочей поверхности крыла ограничен углом равным 56 ± 1, ограничивая тем самым проекционную площадь крыла в режиме маха крыла и его максимальное значение профильного сопротивления. Кроме того отсутствие переднего прямолинейного лонжерона в крыле маха и крыле взмаха не способствует раскрытию купола крыла в режиме взмаха более 56°±1° градусов и отсутствие заднего фигурного лонжерона с углом отклонения внешнего звена от внутреннего звена на угол более 14° ± 0,5° градусов также способствует уменьшению проекционной площади крыла в режиме маха, что ограничивает возможность изменения угла Г-образной оси крыла на угол более 28°±0,5°. Следующим недостатком является отсутствие аэродинамической панели в схеме крыла маха и крыла взмаха, а значит отсутствует и возможность получения улучшенного профиля крыла (подобного профилю крыла птицы) и использования его в широком диапазоне скоростей полета, а также невозможность получения положительного вектора тяги Р_х от внешней законцовки (лопасти) аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха во время их вращения вокруг оси крыла и отсутствие возможности расположения Г-образной от крыла вдоль линии поступательного движения аппарата, с целью уменьшения фронтального сопротивления крыла в первой половине маха крыла, а так же отсутствие при использовании в общей схеме аппарата двух независимых друг от друга привода и расположенных между собой по ИКС-образной схеме, что не способствует увеличению безопасного благополучного завершения полета в случае отказа одного из двух приводов.The disadvantage of this prototype is that when the swing wing moves in the sector of a circle 270 ° -360 ° -90 °, its arising profile wing resistance (Q _ye ) helps to reduce (braking) the translational movement of the apparatus in flight, while the working surface of the wing dome does not have cone-shaped channels located in a fan-shaped pattern, in the wing-flap mode, which means it has a reduced profile resistance at the wing in the wing-flap mode, as well as the maximum opening angle of the wing working surface is limited to an angle equal to 56 ± 1, thereby limiting the projection area of the wing in the wing-flap mode and its maximum profile resistance value. In addition, the absence of a front rectilinear spar in the swing wing and the flap wing does not contribute to the opening of the wing canopy in the flapping mode of more than 56 ° ± 1 ° degrees and the absence of a rear figured spar with an angle of deviation of the outer link from the inner link by an angle of more than 14 ° ± 0.5 ° degrees also helps to reduce the projection area of the wing in the swing mode, which limits the possibility of changing the angle of the L-shaped wing axis to an angle of more than 28 ° ± 0.5 °. The next disadvantage is the absence of an aerodynamic panel in the flapping and flapping wing schemes, which means that there is no possibility of obtaining an improved wing profile (similar to that of a bird's wing) and using it in a wide range of flight speeds, as well as the impossibility of obtaining a positive thrust vector P _x from the outer tip. (blades) of the aerodynamic panel of the flapping wing and flapping wing during their rotation around the wing axis and the inability to locate the L-shaped from the wing along the line of translational motion of the apparatus, in order to reduce the frontal resistance of the wing in the first half of the wing flap, as well as the absence when using in the general scheme of the apparatus, two drives independent of each other and located among themselves according to an IRS-shaped scheme, which does not contribute to an increase in the safe successful completion of the flight in case of failure of one of the two drives.

Технической задачей, на которую направлено заявленное патентное решение, является увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла, а также уменьшение его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла, что приведет к увеличению КПД крыла в режиме маха.The technical problem to which the claimed patent solution is directed is to increase the profile drag of the combined wing, as well as to decrease its profile lateral drag in the mode of the first half of the wing flap, which will lead to an increase in the efficiency of the wing in the swing mode.

Техническое решение данной проблемы направлено на устранение указанных недостатков и достигается за счет за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, дополнительной установки на передних лонжеронах аэродинамических панелей с выходом их внешнего края за оконечную часть передних лонжеронов крыла маха и крыла взмаха, в результате чего улучшился аэродинамический профиль крыла в период его полного раскрытия (подобно крылу птицы) и появления положительного вектора тяги Р_х от выступающей внешней поверхности аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха в период вращения крыла вокруг его оси и направленного в сторону поступательного движения орнитоптера, что способствует дополнительному увеличению величины общего вектора тяги крыла маха, а так же за счет применения в схеме орнитоптера двух раздельных приводов, расположенных по ИКС-образной схеме и с раздельными силовыми установками.The technical solution to this problem is aimed at eliminating these shortcomings and is achieved by increasing the change in the configuration of the flapping wing and flapping wing spars, additional installation of aerodynamic panels on the front spars with their outer edge extending beyond the terminal part of the front flapping wing and flapping wing spars, as a result which improved the aerodynamic profile of the wing during its full opening (like a bird's wing) and the appearance of a positive thrust vector P _x from the protruding outer surface of the aerodynamic panel of the flapping wing and the flapping wing during the period of wing rotation around its axis and directed towards the translational motion of the ornithopter, which contributes to an additional increase in the magnitude of the general thrust vector of the flapping wing, as well as due to the use of two separate drives in the ornithopter scheme, located according to the IRS-shaped scheme and with separate power plants.

Техническим результатом является создание двухприводного орнитоптера с комбинированными крыльями пропеллерного типа с целью увеличения КПД крыла и с целью уменьшения "фронтального" сопротивления крыла в секторе окружности первой половины маха крыла при поступательном перемещении орнитоптера и за счет бокового расположения крыла его боковой стороной к линии полета. The technical result is the creation of a two-drive ornithopter with combined propeller-type wings in order to increase the efficiency of the wing and to reduce the "frontal" drag of the wing in the sector of the circumference of the first half of the wing during the translational movement of the ornithopter and due to the lateral position of the wing with its lateral side to the flight line.

Увеличение профильного сопротивления комбинированного крыла происходит за счет изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха позволивших получить больший угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха крыла, т.е. с целью получения большей проекционной площади крыла, а также расположением крыла ориентированного своей боковой стороной к линии полета аппарата с целью уменьшения его профильного бокового сопротивления в режиме первой половины маха крыла и с возможностью дополнительной установки на передний (прямолинейный) лонжерон крыла маха и крыла взмаха аэродинамической панели с выходом ее внешней части (панели) за пределы переднего лонжерона, как и выполняющая роль лопасти "винта" при вращении крыла, так и придания крылу маха при полном его раскрытии правильный аэродинамический профиль подобно аэродинамическому профилю крыла птицы в полете, т.е. в конце первой половине маха крыла в то же время дополнением к этому является перемещение биссектрисной Б-Б части площади крыла маха во время изменения вогнутости рабочей поверхности крыла от большего значения вогнутости сформированной в середине режима взмаха до меньшего значения вогнутости, сформированной в середине режима маха, где данное изменение произошло с направлением в сторону поступательного движения крыла маха, что способствует дополнительному увеличению окружной скорости крыла, а значит и профильного сопротивления крыла, тем самым увеличивая значение КПД крыла в первой половине режима маха, при этом с целью обеспечения большей безопасности орнитоптера в процессе его полета и благополучного его завершения на случай отказа двигателя одного из приводов в схеме данного аппарата предусмотрено установка в нем двух отдельных приводов со своей отдельной силовой установкой (двигателем) и расположены относительно друг друга по ИКС-образной схеме, где на внешних концах которых через П - образные рамы прикреплены крылья пропеллерного типа, но с обязательным расположением центра тяжести (ц.т.) орнитоптера в точке пересечения двух линий, соединяющей между собой центры давления первой линии (ц.д.₁) переднего крыла первого привода с центром давления (ц.д.₂) заднего крыла первого привода и второй линии, соединяющая между собой центр давления (ц.д.₃) переднего крыла второго привода с центром давления (ц.д.₄) заднего крыла этого привода, также дополнением к увеличению КПД крыла маха является применение в его рабочей поверхности облегченных ленточных фиксаторов промежуточных звеньев (спиц) и парусины крыла, способствующих образованию конусных каналов открытого типа с меньшей их и нерационностью в период изменения проекционной площади крыла маха. An increase in the profile resistance of the combined wing occurs due to a change in the configuration of the spars of the flapping and flapping wings, which made it possible to obtain a larger flap angle by the end of the first half of the wing flap, i.e. in order to obtain a larger projection area of the wing, as well as the location of the wing oriented with its lateral side to the flight line of the apparatus in order to reduce its profile lateral resistance in the mode of the first half of the wing flap and with the possibility of additional installation on the front (rectilinear) wing spar and the wing flap of the aerodynamic panels with the exit of its outer part (panel) beyond the front spar, as well as performing the role of a "propeller" blade when the wing rotates, and giving the wing a swing at full opening of the correct aerodynamic profile similar to the aerodynamic profile of a bird's wing in flight, i.e. at the end of the first half of the wing swing, at the same time, an addition to this is the displacement of the bisecting B-B part of the swing wing area during the change in the concavity of the working surface of the wing from a greater value of the concavity formed in the middle of the swing mode to a lower value of the concavity formed in the middle of the swing mode, where this change occurred with the direction towards the forward motion of the swing wing, which contributes to an additional increase in the wing circumferential speed, and hence the wing profile drag, thereby increasing the wing efficiency in the first half of the swing mode, while in order to ensure greater safety of the ornithopter in the process its flight and its successful completion in case of engine failure of one of the drives in the scheme of this device, it is provided for the installation of two separate drives with its own separate power plant (engine) and are located relative to each other according to the IRS-shaped scheme, where at the outer ends of which through P - shaped frames are attached to the wings of the propeller type, but with the obligatory location of the center of gravity (c.t.) of the ornithopter at the point of intersection of two lines connecting the centers of pressure of the first line (c.t.) ₁ ) the front wing of the first drive with the center of pressure (CP ₂ ) of the rear wing of the first drive and the second line connecting the center of pressure (CP ₃ ) of the front wing of the second drive with the center of pressure (CP ₄ ) the rear wing of this drive, also in addition to increasing the efficiency of the swing wing, is the use in its working surface of lightweight tape retainers of intermediate links (spokes) and wing canvas, which contribute to the formation of conical open-type channels with their lesser and irrationality during the period of change in the projection area of the swing wing.

Происходит уменьшение бокового профильного сопротивления крыла в первой половине маха крыла по сравнению с фронтальным профильным сопротивлением крыла в период его поступательного движения (полета), при этом увеличивается угол раскрытия крыла маха к концу первой половины маха от 56°до 70° за счет увеличения изменения конфигурации лонжеронов крыла маха и крыла взмаха дополнительной установки на передних лонжеронах аэродинамических панелей с выходом их внешнего края за оконечную часть передних лонжеронов крыла маха и крыла взмаха. В этого улучшается аэродинамический профиль крыла в период его полного раскрытия (подобно крылу птицы) и появления положительного вектора тяги Р_х от выступающей внешней поверхности аэродинамической панели крыла маха и крыла взмаха в период вращения крыла вокруг его оси и направленного в сторону поступательного движения орнитоптера, что способствует дополнительному увеличению величины общего вектора тяги крыла маха, а применение в схеме орнитоптера двух раздельных приводов, расположенных по ИКС-образной схеме и с раздельными силовыми установками, а также наличие у них трехрежимных механизмов способствует безопасному завершению полета на случай отказа одной силовой установки одного из двух приводов, а также получения дополнительного профильного сопротивления крыла маха в момент перемещения биссектрисной Б-Б части поверхности крыла от середины взмаха крыла (где присутствует большая вогнутость поверхности крыла) до середины маха крыла (где присутствует минимальная вогнутость поверхности крыла), движущейся в направлении движения крыла (т.е. против "набегающего" окружного потока воздуха).There is a decrease in the lateral profile drag of the wing in the first half of the wing swing in comparison with the frontal profile drag of the wing during its translational motion (flight), while the opening angle of the wing wing increases by the end of the first half of the swing from 56 ° to 70 ° due to an increase in the configuration change wing spars and wing flaps of additional installation on the front side members of aerodynamic panels with their outer edge extending beyond the end part of the front wing spars and wing flaps. This improves the aerodynamic profile of the wing during its full opening (like a bird's wing) and the appearance of a positive thrust vector P _x from the protruding outer surface of the aerodynamic panel of the flapping wing and the flapping wing during the period of wing rotation around its axis and directed towards the translational motion of the ornithopter, which contributes to an additional increase in the value of the general thrust vector of the wing flap, and the use of two separate drives in the ornithopter scheme, located according to the IRS-shaped scheme and with separate power plants, as well as the presence of three-mode mechanisms in them, contributes to the safe completion of the flight in case of failure of one power plant of one of the two drives, as well as obtaining additional profile resistance of the wing flap at the moment of movement of the bisector B-B part of the wing surface from the middle of the wing flap (where there is a large concavity of the wing surface) to the middle of the wing flap (where there is minimal concavity of the surface to snout) moving in the direction of movement of the wing (i.e. against the "oncoming" circumferential air flow).

Все вышеперечисленное приводит к созданию двухприводного орнитоптера с комбинированными крыльями пропеллерного типа с целью увеличения КПД крыла и с целью уменьшения "фронтального" сопротивления крыла в секторе окружности первой половины маха крыла при поступательном перемещении аппарата (орнитоптера) и за счет бокового расположения крыла его боковой стороной к линии полета, т.е. Г-образная ось крыла расположена вдоль линии поступательного движения орнитоптера, а для большей безопасности полета аппарата в схеме его предусмотрено установка двух независимых приводов с отдельными силовыми устройствами и расположенными относительно друг друга по ИКС-образной схеме, где центр тяжести (ЦТ) аппарата должен находиться в точке пересечения линии первого привода, соединяющей центр давления переднего крыла (Ц.Д₁) с центром давления заднего крыла (Ц.Д₂) и линии второго привода, соединяющей центр давления переднего крыла (Ц.Д₃) с центром давления заднего крыла (Ц.Д₄), а также установка в каждом приводе отдельного трехрежимного механизма.All of the above leads to the creation of a two-drive ornithopter with combined propeller-type wings in order to increase the wing efficiency and in order to reduce the "frontal" resistance of the wing in the sector of the circumference of the first half of the wing flap during the translational movement of the apparatus (ornithopter) and due to the lateral arrangement of the wing with its lateral side to flight lines, i.e. The L-shaped wing axis is located along the line of translational motion of the ornithopter, and for greater safety of the flight of the device, the scheme provides for the installation of two independent drives with separate power devices and located relative to each other in an IR-shaped scheme, where the center of gravity (CG) of the device should be located at the point of intersection of the first drive line connecting the center of pressure of the front wing (Ц.Д ₁ ) with the center of pressure of the rear wing (Ц.Д ₂ ) and the line of the second drive connecting the center of pressure of the front wing (Ц.Д ₃ ) with the center of pressure of the rear wing (Ts.D ₄ ), as well as the installation in each drive of a separate three-mode mechanism.

Полезная модель поясняется чертежами: The utility model is illustrated by drawings:

На Фиг.1 изображена общая схема орнитоптера с двумя приводами 1 и 98 и механизмами обеспечивающие их работу.Figure 1 shows a general diagram of an ornithopter with two drives 1 and 98 and mechanisms that ensure their operation.

На Фиг.2 (как пример) изображена скелетная схема переднего крыла 2 привода 1.Figure 2 (as an example) shows a skeletal diagram of the front wing 2 of the drive 1.

На Фиг. 3 изображена скелетная схема задних фигурных лонжеронов с П- образной рамой крыла 2.FIG. 3 shows a skeletal diagram of the rear figured spars with a U-shaped wing frame 2.

На Фиг. 4 изображено крыло 2 в поперечном разрезе А-А.FIG. 4 shows the wing 2 in cross section AA.

На Фиг. 5 изображена общая скелетная схема крыла 2 с его промежуточными звеньями (спицами) на крыле маха 96 и крыле взмаха 97 и местом расположения биссектрисы Б-Б на крыле маха и изображен общий вид его П-образной рамы с её рычагом.FIG. 5 shows the general skeletal diagram of wing 2 with its intermediate links (spokes) on the swing wing 96 and the swing wing 97 and the location of the bisector BB on the swing wing and shows a general view of its U-shaped frame with its lever.

На Фиг. 6 изображен рабочий вид крыла маха 96 со скелетной схемой П-образной рамы с ее рычагом.FIG. 6 shows a working view of a swing wing 96 with a skeletal diagram of a U-shaped frame with its lever.

На Фиг. 7 изображена общая схема привода 1.FIG. 7 shows a general diagram of the drive 1.

На Фиг. 8 изображена общая схема привода 98.FIG. 8 shows a general diagram of the actuator 98.

На Фиг. 9 изображены позиции звеньев трехрежимного механизма:FIG. 9 shows the positions of the links of the three-mode mechanism:

а) режим, когда угловое вращение крыла маха по всей окружности одинаковы, т.е. W₁ = W₂ = W₃ = W₄.a) a mode when the angular rotation of the swing wing is the same along the entire circumference, i.e. W ₁ = W ₂ = W ₃ = W ₄ .

б) режим, когда угловое вращение крыла маха в первой половине маха происходит с ускорением, т.е. (W₁ + ΔW); W₂; (W₃ + ∆W); W₄;b) the regime when the angular rotation of the swing wing in the first half of swing occurs with acceleration, i.e. (W ₁ + ΔW); W ₂ ; (W ₃ + ∆W); W ₄ ;

в) режим, когда крыло маха занимает положение вдоль оси X₁ - X₁ орнитоптера вокруг трех осей (У-У); (Х₁ - Х₁) и (Z - Z).c) the mode when the swing wing takes a position along the X ₁ - X _{1 axis of the} ornithopter around three axes (U-U); (X ₁ - X ₁ ) and (Z - Z).

На Фиг. 10а) изображены плечи L₁ и L₂ относительно ЦТ в пропорции площадей крыла Sкp₁, ₃ и Sкp_2-4.FIG. 10a) depicts the shoulders L ₁ and L ₂ relative to the CG in the proportion of the wing areas Sкp ₁ , ₃ and Sкp _2-4 .

На Фиг. 10б), 10в), 10г), 10д) показано управление «рулями» орнитоптера методом «приседания» относительно поперечной оси (Z - Z), т.е. по углу тангажа.FIG. 10b), 10c), 10d), 10e) shows the control of the "rudders" of the ornithopter by the "squatting" method relative to the transverse axis (Z - Z), i.e. along the pitch angle.

На фиг. 10е) показано управление «рулями» орнитоптера относительно вертикальной оси (У-У), т.е. по путевому углу.FIG. 10f) shows the control of the "rudders" of the ornithopter relative to the vertical axis (U-U), i.e. along the track corner.

На Фиг. 11 изображена последовательность управления орнитоптером относительно поперечной оси (Z - Z ).FIG. 11 shows the sequence of control of the ornithopter relative to the transverse axis (Z - Z).

На Фиг. 12 изображена нумерационная карта конструктивных элементов в общей схеме орнитоптера.FIG. 12 shows a numbering map of structural elements in the general scheme of the ornithopter.

На Фиг. 13 Основной вид двухслойного комбинированного крыла маха.FIG. 13 The main view of the two-layer combined wing wing.

На Фиг. 14 изображено двухслойное комбинированное крыло маха в разрезе Б-Б.FIG. 14 shows a two-layer combined swing wing in section BB.

Двухприводной орнитоптер с комбинированными крыльями пропеллерного типа ИКС-образной схемы имеет два независимых друг от друга привода (первый 1 и второй 98) фиг.1, фиг.7 , фиг.8 и фиг. 12 данного орнитоптера (аппарата) и расположенные между собой по ИКС-образной схеме, которая повышает безопасное завершение полета в случае неисправности одного из приводов (отказ двигателя).The two-drive ornithopter with combined wings of the propeller type of the X-shaped scheme has two independent drives (first 1 and second 98) of Fig. 1, Fig. 7, Fig. 8 and Fig. 12 of this ornithopter (apparatus) and located between themselves according to the IRS-shaped scheme, which increases the safe completion of the flight in the event of a malfunction of one of the drives (engine failure).

Целью ИКС-образной схемы является привязки центра тяжести аппарата (Ц.Т.) к точке 162 пересечения между собой двух линий (условных) Ц.Д. у-у, Фиг. 10а), б), соединяющей между собой центр давления переднего комбинированного крыла 2 (Ц.Д₁) с центром давления заднего комбинированного крыла 4 (Ц. Д₂) первого привода 1, а также центр давления переднего комбинированного крыла 99 (Ц.Д₃) с центром давления заднего комбинированного крыла 113 (Ц.Д₄) второго привода 98 Фиг. 10 а), б), а также из-за разности длины заднего плеча (более длинного) L₂ первого 1 и второго привода 98 по отношению к переднему плечу L₁ (более короткому) этих приводов относительно точки пересечения 162, Ц.Д. исх, Фиг. 10 а), б) их линий соединяющие центры давления Ц.Д₁ с Ц.Д₂ и Ц.Д₃ с Ц.Д₄ с целью уравнения моментов М пик = М коб, Фиг. 10 а), где площадь крыла передних крыльев должна быть большей величины площади крыла задних крыльев, при этом разница плеч привода, где заднее плечо имеет большую длину L₂, чем длина переднего плеча L₁ и это обусловлено необходимостью разнесения в стороны вдоль оси Z ₃ - Z ₃ задних крыльев аппарата относительно его продольной оси Х₁ - Х₁ на большее расстояние и выше на величину Н₁, Фиг1, Фиг. 10, чем передние крылья вдоль оси Z ₁ - Z ₁ из-за исключения попадания заднего крыла маха 92 и 138 в спутную струю идущей в горизонтальном полете от переднего вращающегося крыла маха, 96 и 109;The purpose of the IRS-shaped scheme is to bind the center of gravity of the apparatus (Ts.T.) to the point 162 of the intersection of two lines (conditional) Ts.D. y-y, Fig. 10a), b), connecting the center of pressure of the front combined wing 2 (Ts.D ₁ ) with the center of pressure of the rear combined wing 4 (Ts.D ₂ ) of the first drive 1, as well as the center of pressure of the front combined wing 99 (Ts.D ₃ ) with the center of pressure of the rear combined wing 113 (CP ₄ ) of the second drive 98 Fig. 10 a), b), and also because of the difference in the length of the rear arm (longer) L _{2 of the} first 1 and the second drive 98 in relation to the front arm L ₁ (shorter) of these drives relative to the intersection point 162, Ts.D. ref, Fig. 10 a), b) their lines connecting the pressure centers Ts.D ₁ with Ts.D ₂ and Ts.D ₃ with Ts.D ₄ for the purpose of the equation of moments M peak = M cob, Fig. 10 a), where the wing area of the front wings should be greater than the wing area of the rear wings, while the difference between the drive arms, where the rear arm has a greater length L ₂ than the length of the front arm L _1, and this is due to the need for side spacing along the Z axis ₃ - Z _{3 of the} rear wings of the apparatus relative to its longitudinal axis X ₁ - X ₁ for a greater distance and higher by the value of H ₁ , Fig. 1, Fig. 10 than the front wings along the Z ₁ - Z ₁ axis due to the exclusion of the hind flap 92 and 138 getting into the wake flow going in horizontal flight from the forward rotating flap, 96 and 109;

Орнитоптер имеет не фронтальное, а боковое расположение крыла, т.е. ось 12, 100 и 120, 169, которая направлена вдоль линии поступательного полета аппарата, целью которого является уменьшение его бокового профильного сопротивления в режиме маха крыла, подобно крылу летящей птицы, при этом передний лонжерон крыла маха 16, и взмаха 18 выполнены прямыми и расположены перпендикулярно к линии поступательного движения аппарата Фиг. 2, а задний фигурный лонжерон крыла маха 24 отклонен в заднем направлении от лонжерона 16 на угол (α₁ + α₂) равный 70° ± 1° в середине крыла маха, где достигнуто максимальное раскрытие крыла маха 96, Фиг. 6 с минимальной вогнутостью серединной поверхностью крыла, при этом в то же время крыло взмаха 97 достигает величину минимального раскрытия крыла взмаха, равное углу α₃ с величиной 0° + 1° и при котором достигается максимальная вогнутость серединной поверхности крыла в середине взмаха, при этом боковая поверхность (пузырь) достигает максимальную величину боковой поверхности, увеличивая тем самым профильное боковое сопротивление крыла в полете. С целью увеличения жесткости крыла и улучшения его аэродинамической характеристики (подобно крылу птицы в полете) к внешней кромке переднего лонжерона жестко прикрепляется аэродинамическая панель 17 , крыла маха 16 , и 19, крыла взмаха 97, внешние концы которых выступают за внешние концы лонжеронов маха 16 и лонжерона взмаха 18, которые выполняют роль лопасти винта, создающие положительный вектор тяги Р_х по всему периметру окружности во время вращения крыла маха и крыла взмаха вокруг своей оси 12 Фиг. 6, причем положительный вектор тяги Р_х крыла взмаха уменьшает собой величину отрицательного вектора профильного сопротивления идущего от боковой поверхности (пузыря) крыла взмаха в полете.The ornithopter has not a frontal, but a lateral wing arrangement, i.e. axis 12, 100 and 120, 169, which is directed along the line of translational flight of the apparatus, the purpose of which is to reduce its lateral profile resistance in the wing flap mode, similar to the wing of a flying bird, while the front wing spar 16 and flap 18 are straight and located perpendicular to the line of translation of the apparatus of FIG. 2, and the rear shaped spar of the fly wing 24 is deflected in the rear direction from the spar 16 by an angle (α ₁ + α ₂ ) equal to 70 ° ± 1 ° in the middle of the fly wing, where the maximum wing opening 96 is reached, FIG. 6 with a minimum concavity in the middle wing surface, while at the same time, the flap wing 97 reaches the value of the minimum flap wing opening, equal to the angle α ₃ with a value of 0 ° + 1 ° and at which the maximum concavity of the middle wing surface in the middle of the flap is achieved, while the lateral surface (bubble) reaches the maximum value of the lateral surface, thereby increasing the profile lateral drag of the wing in flight. In order to increase the rigidity of the wing and improve its aerodynamic performance (like a bird's wing in flight), an aerodynamic panel 17, flap wings 16, and 19, flap wings 97 are rigidly attached to the outer edge of the front spar, the outer ends of which protrude beyond the outer ends of the swing spars 16 and the wing spar 18, which act as a propeller blade, creating a positive thrust vector P _x along the entire circumference of the circle during the rotation of the swing wing and the wing wing around their axis 12 FIG. 6, and the positive thrust vector P _x of the flapping wing decreases the value of the negative vector of the profile resistance of the flapping from the lateral surface (bubble) of the wing in flight.

С целью увеличения жесткости внешнего звена фигурного заднего лонжерона крыла маха 24 и крыла взмаха 26 между их внешними концами и их втулкой 20 закрепляется расчалка крыла маха 27 и крыла взмаха 28, Фиг.2. Известно, что при движении крыла маха (взмаха) по линии окружности происходит изменение проекционной рабочей площади поверхности крыла, а вместе с ней происходит и изменение вогнутости поверхности крыла, особенно в районе биссектрисной Б-Б части крыла Фиг. 6, которая свое максимальное значение имеет в середине взмаха крыла, а минимальное значение имеет в середине маха крыла, причем при этом переходе биссектрисной Б-Б части крыла от максимальной вогнутости к минимальной вогнутости она движется против набегающего на нее окружного потока воздуха, тем самым увеличивая результирующую величину скорости окружного набегающего воздушного потока, что способствует дополнительному увеличению профильного сопротивления крыла маха, при этом обратная картина наблюдается у крыла маха во второй его половине маха, т.е. происходит дополнительное уменьшение уменьшающегося профильного сопротивления крыла маха, что способствует частично увеличению к.п.д. крыла маха в этой половине маха.In order to increase the rigidity of the outer link of the figured rear spar of the flap wing 24 and the flap wing 26 between their outer ends and their bushing 20, a brace of the flap wing 27 and the flap wing 28 is fixed, FIG. 2. It is known that when the flapping (flapping) wing moves along the circumferential line, the projection working area of the wing surface changes, and with it, the concavity of the wing surface also changes, especially in the area of the bisector BB part of the wing Fig. 6, which has its maximum value in the middle of the wing flap, and has a minimum value in the middle of the wing swing, and with this transition of the bisector B-B part of the wing from maximum concavity to minimum concavity, it moves against the incident circular air flow, thereby increasing the resulting value of the speed of the circumferential incoming air flow, which contributes to an additional increase in the profile drag of the fly wing, while the opposite pattern is observed for the fly wing in its second half of swing, i.e. there is an additional decrease in the decreasing profile drag of the swing wing, which partially contributes to an increase in efficiency. wing swing in this half swing.

Для формирования на рабочей поверхности конусообразных углубленных каналов открытого типа и расположенных между собой по веерной схеме поверхности крыла, крыло снабжено внешними ленточными фиксаторами 40 и 42, концы которого прикреплены к внешним концам переднего 16 и заднего лонжерона 24 крыла маха и крыла взмаха 18 и 26, а внутренний ленточный фиксатор 41 и 43 своими концами прикреплен к корневой части этих лонжеронов 16, 24 и 18, 26, к которым на одинаковом расчетном расстоянии вдоль всей длины ленточного фиксатора крепятся внешние концы промежуточных лонжеронных звеньев облегченного типа (в виде спиц) крыла маха 44 - 48 и крыла взмаха 50 - 54, где между каждой парой спиц при помощи парусины 49 в крыле 96 формируются конусообразной формы углубленные каналы открытого типа для воздушного потока Р_ст1 - Р_ст6 Фиг. 6. Известно, что при поступательном движении крыла маха линии воздушного потока проходят в контакте с верхней волновой формой поверхности крыла маха, при этом воздушный поток его пограничного слоя, огибая волновую структуру поверхности крыла, теряет свою поступательную скорость при стекании с крыла в результате чего его скорость уменьшается делая меньшую разницу между воздушным потоком выходящего из-под нижней поверхности крыла, а это, в свою очередь, уменьшает величину вектора профильного сопротивления крыла маха (Q_y) поэтому, чтобы исключить замедление скорости потока проходящий вдоль верхней волновой поверхности крыла, необходимо сверху на волновую часть крыла наложить парусину 174 с ровной поверхностью, Фиг.13 и Фиг. 14, т.е. для увеличения статического давления (Р_ст) воздушной струи, выходящей наружу из конусообразного канала крыла маха необходимо: во-первых, для придания верхней поверхности крыла над гребнями конусообразных каналов крыла маха, сплошной ровной поверхности (без конусообразности), необходимо поверх гребней конусообразных каналов крыла маха расположить дополнительную парусину с ровной поверхностью и жестко прикрепленной к боковым лонжеронам крыла маха, при этом конусообразные каналы крыла маха со стороны набегающего на них воздушного потока во время движения крыла вокруг своей оси, должны снабжены "тормозом" для воздушного потока двигающегося на выход вдоль конусообразного канала в виде повышенной "ворсистости" или «щетины» в районе серединной части крыла и меньшей "ворсистостью" или «щетиной» в районе законцовки крыла маха, во-вторых, необходимо чтобы край законцовки крыла маха имел зубчатый вид подобно расположению зубцов на основе расчески для волос (гребешка), что способствует дополнительному уменьшению (гашению) скорости выходящего из-под крыла воздушного статического потока, т.е. это способствует дополнительному увеличению статического давления данного воздушного потока, в-третьих, придание зубчатого вида законцовки крыла маха возложить на верхнележащую парусину крыла 174.To form on the working surface cone-shaped recessed channels of an open type and located between themselves in a fan-shaped pattern of the wing surface, the wing is equipped with external tape clamps 40 and 42, the ends of which are attached to the outer ends of the front 16 and rear spars 24 of the swing wing and the flap wings 18 and 26, and the inner tape retainer 41 and 43 is attached with its ends to the root of these spars 16, 24 and 18, 26, to which the outer ends of the intermediate spar links of the lightweight type (in the form of spokes) of the swing wing 44 are attached at the same calculated distance along the entire length of the tape retainer. - 48 and flap wings 50 - 54, where between each pair of spokes with the help of canvas 49 in the wing 96, recessed open-type channels are formed for air flow P _st1 - P _st6 FIG. 6. It is known that during the translational motion of the flapping wing, the air flow lines pass in contact with the upper wave shape of the flapping wing surface, while the air flow of its boundary layer, bending around the wave structure of the wing surface, loses its translational velocity when draining from the wing, as a result of which it speed decreases making a smaller difference between the air flow coming out from under the lower surface of the wing, and this, in turn, reduces the value of the vector of the airfoil resistance of the flapping wing (Q _y ), therefore, in order to exclude deceleration of the flow velocity passing along the upper wave surface of the wing, it is necessary from above lay a canvas 174 with a flat surface on the wave part of the wing, Fig. 13 and Fig. 14, i.e. to increase the static pressure (P _st ) of the air stream coming out of the cone-shaped channel of the flapping wing it is necessary: firstly, to give the upper surface of the wing above the crests of the conical channels of the flapping wing, a continuous flat surface (without cone-shapedness), it is necessary over the crests of the conical channels of the wing swing, place an additional sailcloth with a flat surface and rigidly attached to the side spars of the swing wing, while the conical channels of the swing wing from the side of the incoming air flow during the movement of the wing around its axis should be equipped with a "brake" for the air flow moving to the outlet along the conical channel in the form of increased "hairiness" or "bristles" in the area of the middle part of the wing and less "hairiness" or "bristles" in the area of the wing tip, secondly, it is necessary that the edge of the wing tip has a serrated appearance similar to the arrangement of teeth on the basis of a comb for hair (comb), which helps to supplement limiting (damping) the speed of the static air flow escaping from under the wing, i.e. this contributes to an additional increase in the static pressure of a given air flow, thirdly, to lay the toothed appearance of the wing tip on the upper-lying wing canvas 174.

Каждый привод имеет базовый коленчатый вал 7 и 103 Фиг. 7, Фиг. 8, Фиг. 1, внешние концы которого через зубчатые колеса П-образных рам 3, 102, 5, 114 крыльев 2, 4, 99, 113 имеют механическую связь с Г-образной осью передних крыльев 2, 99 и с Г-образной осью задних крыльев 4, 113, причем на перпендикулярной линии проходящей через шейку коленчатых валов 8, 130 расположены двухплечевые трехрежимные механизмы крыла маха, которые позволяют в полете крылу маха осуществлять либо мах крыла без ускорения, Фиг. 9а, либо мах крыла с ускорением Фиг. 9_б, что способствует увеличению эффективности крыла в первой половине маха ( к.п.д. крыла) , а также осуществлять нулевой мах крыла, т.е. когда крыло фиксируется вдоль оси Х₁ - Х₁ аппарата в случае отказа двигателя одного из приводов (предварительно отключив его муфту сцепления 72) Фиг.9в), либо это делается для осуществления планирующего полета, при этом всегда и в полном объеме сохраняется управление крылом маха отказавшего привода, или перевода крыла маха в режим планирования.Each actuator has a base crankshaft 7 and 103 of FIG. 7, Fig. 8, Fig. 1, the outer ends of which through the gear wheels of the U-shaped frames 3, 102, 5, 114 of the wings 2, 4, 99, 113 have a mechanical connection with the L-shaped axis of the front wings 2, 99 and with the L-shaped axis of the rear wings 4, 113, and on the perpendicular line passing through the neck of the crankshafts 8, 130 there are two-arm three-mode wing flapper mechanisms, which allow the wing to flap in flight either by swinging the wing without acceleration, FIG. 9a, or the swing of the wing with the acceleration of FIG. 9 _b , which contributes to an increase in the wing efficiency in the first half of the swing (wing efficiency), as well as to achieve zero swing of the wing, i.e. when the wing is fixed along the X ₁ - X _{1 axis of the} apparatus in case of engine failure of one of the drives (after disabling its clutch 72), Fig. 9c), or this is done for gliding flight, while control of the swing wing is always and fully maintained a failed drive, or the transfer of the swing wing to gliding mode.

Применение в крыле маха (взмаха) облегченных материалов (парусинового полотна, облегченных спиц) уменьшает их инерционность во время работы крыла по сравнению с многозвенным крылом прототипа (патент № 184318). Данная форма крыла в середине маха крыла способствует уменьшению угла планирования орнитоптера. The use of lightweight materials (canvas, lightweight spokes) in the wing flapping (flapping) reduces their inertia during the operation of the wing in comparison with the multi-link wing of the prototype (patent No. 184318). This wing shape in the middle of the wing-swing helps to reduce the gliding angle of the ornithopter.

Корневая часть переднего лонжерона крыла маха и лонжерона крыла взмаха жестко прикреплена перпендикулярно к боковым сторонам внешней втулки со свободным ее вращением на внешнем переднем конце Г-образной оси крыла, где к внутреннему концу которой жестко прикреплено конусообраное ведомое зубчатое колесо, а задний фигурный лонжерон крыла взмаха состоит из двух звеньев: корневого звена и внешнего звена отклоненного от корневого звена во внешнюю заднюю сторону крыла на величину угла равному 35° ± 0,5°, при этом данное корневое звено своим внутренним концом жестко прикреплен перпендикулярно к противоположно расположенным боковым сторонам удлиненной внутренней втулке свободно вращающейся на внутреннем конце Г-образной оси, к внутреннему концу которой жестко прикреплено конусообразное ведущее зубчатое колесо, имеющее механический контакт с ведомым конусообразным зубчатым колесом, где внешний конец этой Г-образной оси отклонен от ее внутреннего конца на величину угла равному 35° + 0,5°, в результате чего общий угол раскрытия крыла маха в точке сектора окружности, равной середине маха, составляет суммарную величину угла равный 70° + 1°, серединная часть которого обозначена биссектрисой Б-Б с центром давления (ЦД) на ней и в плане напоминающий геометрическую фигуру в виде развертки поверхности кругового усеченного конуса, в то же время общий угол раскрытия крыла взмаха в точке сектора окружности, равной середине взмаха, составляет величину, равную 0° + 1°, т. е. минимальную величину. The root part of the front wing spar and the wing wing spar is rigidly attached perpendicularly to the lateral sides of the outer sleeve with its free rotation at the outer front end of the L-shaped wing axis, where a cone-shaped driven gear is rigidly attached to the inner end of which a cone-shaped driven gear wheel is rigidly attached, and the rear shaped wing flap consists of two links: the root link and the outer link deviated from the root link to the outer rear side of the wing by an angle equal to 35 ° ± 0.5 °, while this root link is rigidly attached with its inner end perpendicular to the opposite lateral sides of the elongated inner sleeve freely rotating at the inner end of the L-shaped axis, to the inner end of which a tapered driving gear is rigidly attached, having mechanical contact with the driven conical gear, where the outer end of this L-shaped axis is deflected from its inner end by an angle equal to 35 ° + 0.5 °, in resul So the total angle of the wing flapping at the point of the sector of the circle, equal to the middle of the swing, is the total value of the angle equal to 70 ° + 1 °, the middle part of which is indicated by the bisector BB with the center of pressure (CP) on it and in the plan resembling a geometric figure in in the form of a sweep of the surface of a circular truncated cone, at the same time, the total flap wing opening angle at the point of the circular sector equal to the middle of the flap is a value equal to 0 ° + 1 °, i.e., the minimum value.

К наружным концам переднего и заднего лонжерона крыла маха и крыла взмаха прикреплен внешний ленточный фиксатор, а ближе к корневой части этих лонжеронов прикреплен внутренний ленточный фиксатор, между которыми по направлению биссектрис Б-Б крыла маха и крыла взмаха с одинаковым боковым интервалом друг от друга по веерной схеме жестко прикреплены концы промежуточных звеньев в виде спиц, предназначенные для получения конусообразных каналов открытого типа из рабочей поверхности полотна парусины с целью извлечения большей величины профильного сопротивления крыла Q_y в режиме маха с одновременным получением вектора тяги Р_х во время вращения крыла вокруг своей Г-образной оси от внешнего конца (лопасти) аэродинамической панели, что в сумме способствует увеличению общей величины КПД этого комбинированного крыла маха.An external tape retainer is attached to the outer ends of the front and rear spars of the fly wing and the flap wing, and closer to the root part of these spars, an internal tape retainer is attached, between which in the direction of the bisectors B-B of the fly wing and the wing wing with the same lateral spacing from each other along the fan-shaped pattern is rigidly attached to the ends of the intermediate links in the form of spokes, designed to obtain cone-shaped open-type channels from the working surface of the canvas canvas in order to extract a larger value of the wing profile drag Q _y in the swing mode while simultaneously obtaining the thrust vector P _x during the wing rotation around its G -shaped axis from the outer end (blade) of the aerodynamic panel, which in total contributes to an increase in the overall efficiency of this combined swing wing.

Комбинированное крыло пропеллерного типа для двухприводного орнитоптера ИКС - образной схемы содержит два независимых привода: правый (1), Фиг. 1, Фиг. 7, на концах которого расположено переднее комбинированное крыло 2 с центром давления (Ц.Д₁) на его биссектрисной Б-Б оси, Фиг.5 с П-образной рамой 3 и промежуточным механизмом для него и заднее комбинированное крыло 4 с центром давления (Ц.Д₂) на его биссектрисной Б-Б оси с П-образной рамой 5 и промежуточным механизмом для него, а также имеет механизм силового привода с осью 6 и осью в виде удлиненного коленчатого вала 7, расположенного между П-образной рамой 3 и вертикальной укороченной осью 64 крыла 4, при этом к шейке 8 кривошипа 9 коленчатого вала 7 шарнирно прикрепляется серединная часть трехрежимного механизма который расположен перпендикулярно к оси коленчатого вала и представлен в виде двух звеньев правого звена 10 и левого звена 11, причем скелетная схема крыла 2 (как пример) показана на Фиг. 2, который содержит общую Г-образную ось 12, с углом отклонения его внутреннего плеча 13 от линии внешнего плеча 14 на величину угла α₁, равному 35° ± 0,5°, где на ее внешнем плече расположена внешняя втулка 15 к боковой стороне которой и перпендикулярно жестко прикреплен передний лонжерон крыла маха 16 к внешней стороне которого жестко прикреплена аэродинамическая панель 17, а к противоположной стороне втулки, как бы в продолжение переднего лонжерона крыла маха, жестко прикреплен передний лонжерон крыла взмаха 18 к внешней стороне которого также жестко прикреплена аэродинамическая панель 19, где внешние концы аэродинамических панелей частично выступают за внешние концы передних лонжеронов 16 и 18 , Фиг. 2, образуя собой свободную аэродинамическую поверхность крылышка по типу лопасти винта самолета, дающая при вращении комбинированного крыла дополнительный положительный вектор тяги Р_х Фиг. 4, при этом на внутреннем плече 13 - образной оси 12 расположена внутренняя втулка 20 к внутреннему концу которой жестко прикреплено внутреннее конусообразное зубчатое колесо 21, Фиг. 3 имеющий механический контакт с конусообразным зубчатым колесом 22 жестко прикрепленного к внутреннему концу внешней втулки 15, а рядом с зубчатым колесом 21 к боковой стороне внутренней втулки 20 перпендикулярно к ее боковой поверхности жестко прикреплен корневой лонжерон 23 крыла маха, к внешней стороне которого под углом α₂ равным 35° ± 0,5° в сторону от лонжерона 16 крыла маха жестко прикреплен внутренний конец внешнего лонжерона 24 крыла маха, при этом данный лонжерон 24 с лонжероном16 образуют в середине маха крыла на угле 90° максимальный угол раскрытия ( α₁+α₂ ) поверхности крыла равный 70° ±1°, а к противоположной стороне втулки 20 , как бы в продолжение корневому лонжерону 23 жестко прикреплен корневой лонжерон крыла взмаха 25 Фиг. 2, Фиг. 3, в то же время к внешней стороне корневого этого лонжерона под углом, α₂ равным 35° ± 0,5° в сторону от лонжерона 18 крыла взмаха жестко прикреплен внутренний конец внешнего лонжерона 26 крыла взмаха, при этом данный лонжерон 26 с лонжероном 18 образуют в середине взмаха крыла на угле 270° минимальный угол раскрытия α₃ поверхности крыла равный 0° + 1°, в то же время жесткость переднего лонжерона 16 крыла маха увеличена за счет установки на нем аэродинамической панели 17 , то жесткость лонжерона 24 и 23 увеличена за счет расчалки 27 установленной между втулкой 20 и внешним лонжероном 24, а жесткость переднего лонжерона 18 крыла взмаха увеличена за счет установки на нем аэродинамической панели 19, при этом жесткость лонжерона 26 и 25 увеличена за счет расчалки 28 установленной между втулкой 20 и внешним лонжероном 26, а на Фиг.6 показана скелетная схема П-образной рамы (на примере "П" -образной рамы 3), где показано жесткое соединение внутреннего плеча 13 Г-образной оси 12 с боковой поверхностью удлиненного звена 29, данной П-образной рамы, на которой свободно вращается внутренняя втулка 20 на внешнем конце которой жестко прикреплено ведомое зубчатое колесо 30 механически связан с ведущим зубчатым колесом 31 жестко соединенный с осью удлиненного коленчатого вала 7 свободно вращающегося во втулке удлиненного звена 29 и в нижней втулке укороченного звена 33 П-образной рамы, а также в базовых втулках 32, при этом втулка 20 свободно вращается к верхней втулке укороченного звена 33 внешние концы которого жестко соединены с удлиненным звеном 29 верхним поперечным звеном 34 и нижним поперечным звеном 35, где к удлиненному звену 29 в продолжение его жестко прикреплен рычаг 36, внешний конец которого, Фиг. 6, шарнирно соединен с вертикальным выдвижным штоком 38, гидроцилиндра 30, через промежуточное звено 37, а корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера. На Фиг. 5 показана скелетная схема каркаса крыла маха 96 при его максимальном угле раскрытия в середине маха крыла 90 и скелетная схема каркаса крыла взмаха 97 при его минимальном угле раскрытия в середине взмаха 270°, где в крыле маха 96 между его внешними концами переднего лонжерона 16 и заднего лонжерона 24 зацеплен внешний ленточный фиксатор 40, а в его корневой части закреплен внутренний ленточный фиксатор 41, при этом между внешними концами лонжеронов 18 и 26 крыла взмаха 97 закреплен внешний ленточный фиксатор 42, Фиг, 5, причем на крыле маха на ленточных фиксаторах 40 и 41 закреплены и размещены по веерной схеме канальные звенья в виде спиц 44, 45, 46, 47, 48, которые в сочетании с парусиной крыла 49 в середине маха крыла формируют конусообразные каналы открытого типа для выхода из них воздушных статистических потоков Рст₁, Рст₂, Рст₃, Рст₄, Рст,₅ Рст₆ и с минимальной вогнутостью поверхности крыла в районе биссектрисы Б-Б, на ленточных фиксаторах 42 и 43 закреплены и размещены по веерной схеме канальные звенья в виде спиц 50, 51, 52, 53, 54, которые в сочетании с парусиной крыла 55 расформировывают конусообразные каналы открытого типа, образуя крыло в виде "пузо" с увеличенной боковой поверхностью в середине взмаха крыла и с максимальной вогнутостью крыла взмаха 270° в районе биссектрисы Б-Б, Фиг. 6, Подобные схемы крыла имеют и остальные три крыла 4, 99, и 113. Заднее комбинированное крыло 4, с П-образной рамой, привода 1, с рычагом 56 внешний конец которого шарнирно связан с выдвижным штоком 58, гидроцилиндра 59, промежуточным звеном 57, при этом корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера, ведущая удлиненная ось 60 П-образной рамы 5 свободно вращается в верхней втулке 61, где к серединной части этой оси жестко прикреплено конусообразное зубчатое колесо 62 имеющий механический контакт с верхним конусообразным зубчатым колесом 63, жестко прикрепленного к промежуточной вертикально расположенной укороченной оси 64, свободно вращающейся в вертикальной втулке 65, где к нижнему концу этой оси жестко прикреплено нижнее конусообразное зубчатое колесо 66 имеющий механический контакт с конусообразным зубчатым колесом 67 жестко прикрепленного к внешнему концу удлиненного коленчатого вала (оси) 7 и свободно вращающегося в базовой втулке 32, при этом в серединной части данного вала расположен кривошип 9 с шейкой 8 и серединное ведомое конусообразное зубчатое колесо 68 жестко прикрепленное к оси коленчатого вала 7 и имеющий механический контакт с ведущим конусообразным зубчатым колесом 69 жестко прикрепленного к валу силового привода 6 свободно вращающегося во втулке 70, а также на валу размещен демпфирующий механизм 71, муфта сцепления 72, с рычагом управления 73, а к шейке 8 кривошипа 9, перпендикулярно к ней шарнирно присоединен внутренним своим концом шатун 74 правого звена 10, а внешний конец его шарнирно соединен с внутренним концом правого горизонтального стержня 75 со свободным размещением его во внутренней полости базовой втулки 76 жестко прикрепленной к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в раме - упоре 77 и во внутренней полости пружины сжатия 78, внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упора 77, а к ее внешнему жестко прикреплена шайба - упор 79, причем к внешнему концу горизонтального стержня 75 жестко прикреплен концевой упор 80, при этом к раме - упор 77 к ее боковой поверхности жестко прикреплен Г-образный выдвижной шток 81, гидроцилиндра 82, расположенного параллельно правому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера (аппарата), а на противоположной стороне кривошипа 9, перпендикулярно к его шейке 8 расположен шатун 83 левого звена 11 внутренний конец которого шарнирно прикреплен к шейке, где внешний его конец шарнирно соединен с внутренним концом горизонтального стержня 84 со свободным размещением в его внутренней полости базовой втулки 85 жестко прикрепленный к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в рамке - упора 86 и во внутренней полости пружины сжатия 87 внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упора 86, а к ее внешнему концу жестко прикреплена шайба - упор 88, причем к внешнему концу горизонтального стержня 84 жестко прикреплен концевой упор 89, при этом рама - упор 86 своей боковой стороной жестко прикреплена к Г-образному выдвижному штоку 90, гидроцилиндра 91 расположенного параллельно левому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера, причем крыло 4 с его крылом маха 92 с его аэродинамической панелью 93 и крылом взмаха 94 с его аэродинамической панелью 95 конструктивно уподоблен крылу 2 с его крылом маха 96 и крылом взмаха 97.The combined propeller-type wing for the two-drive IKS-shaped ornithopter contains two independent drives: the right one (1), Fig. 1, fig. 7, at the ends of which there is a front combined wing 2 with a center of pressure (Ts.D ₁ ) on its bisector BB axis, Fig. 5 with a U-shaped frame 3 and an intermediate mechanism for it, and a rear combined wing 4 with a center of pressure ( Ts.D ₂ ) on its bisecting B-B axis with a U-shaped frame 5 and an intermediate mechanism for it, and also has a power drive mechanism with an axis 6 and an axle in the form of an elongated crankshaft 7 located between the U-shaped frame 3 and vertical shortened axis 64 of the wing 4, while the middle part of the three-mode mechanism is pivotally attached to the neck 8 of the crank 9 of the crankshaft 7, which is located perpendicular to the axis of the crankshaft and is presented in the form of two links of the right link 10 and the left link 11, and the skeletal diagram of the wing 2 ( as an example) is shown in FIG. 2, which contains a common L-shaped axis 12, with an angle of deviation of its inner arm 13 from the line of the outer arm 14 by an angle α ₁ equal to 35 ° ± 0.5 °, where an external sleeve 15 is located on its outer arm to the side which and perpendicularly rigidly attached to the front wing spar 16, to the outer side of which the aerodynamic panel 17 is rigidly attached, and to the opposite side of the hub, as if in continuation of the front wing spar, the front wing spar 18 is rigidly attached to the outer side of which the aerodynamic panel 19, where the outer ends of the aerofoil panels partially protrude beyond the outer ends of the front side members 16 and 18, FIG. 2, forming a free aerodynamic surface of the winglet similar to an aircraft propeller blade, giving an additional positive thrust vector P _x FIG. 4, while on the inner shoulder 13 -shaped axis 12 there is an inner sleeve 20 to the inner end of which the inner conical gear 21 is rigidly attached, FIG. 3 having mechanical contact with the cone-shaped gear wheel 22 rigidly attached to the inner end of the outer sleeve 15, and next to the gear wheel 21 to the side of the inner sleeve 20 perpendicular to its lateral surface is rigidly attached to the wing wing root spar 23, to the outer side of which at an angle α ₂ equal to 35 ° ± 0.5 ° away from the wing spar 16, the inner end of the outer wing spar 24 is rigidly attached, while this spar 24 with the spar 16 form in the middle of the wing swing at an angle of 90 ° the maximum opening angle (α ₁ + α ₂ ) the wing surface equal to 70 ° ± 1 °, and to the opposite side of the sleeve 20, as if in continuation of the root spar 23, the root spar of the flap wing 25 is rigidly attached Fig. 2, FIG. 3, at the same time to the outer side of this root spar at an angle α ₂ equal to 35 ° ± 0.5 ° away from the wing spar 18 of the swing wing, the inner end of the outer spar 26 of the swing wing is rigidly attached, while this spar 26 with spar 18 form in the middle of the wing flap at an angle of 270 ° a minimum opening angle α _{3 of} the wing surface equal to 0 ° + 1 °, at the same time the rigidity of the front wing spar 16 is increased by installing an aerodynamic panel 17 on it, then the rigidity of the spar 24 and 23 is increased due to the brace 27 installed between the bushing 20 and the outer spar 24, and the stiffness of the front spar 18 of the wing wing is increased by installing an aerodynamic panel 19 on it, while the stiffness of the spar 26 and 25 is increased due to the brace 28 installed between the bushing 20 and the outer spar 26 , and Fig. 6 shows a skeletal diagram of a U-shaped frame (using the example of a "P" -shaped frame 3), which shows the rigid connection of the inner arm 13 of the L-shaped axis 12 with the lateral the surface of the elongated link 29, this U-shaped frame, on which the inner sleeve 20 freely rotates at the outer end of which the driven gear 30 is rigidly attached, mechanically connected to the driving gear 31 rigidly connected to the axis of the elongated crankshaft 7 of the elongated link 29 freely rotating in the bushing and in the lower sleeve of the shortened link 33 of the U-shaped frame, as well as in the base sleeves 32, while the sleeve 20 freely rotates towards the upper sleeve of the shortened link 33, the outer ends of which are rigidly connected to the elongated link 29 by the upper transverse link 34 and the lower transverse link 35, where a lever 36 is rigidly attached to the elongated link 29 in its continuation, the outer end of which, FIG. 6, is pivotally connected to the vertical retractable rod 38 of the hydraulic cylinder 30 through an intermediate link 37, and the body of the hydraulic cylinder is rigidly attached to the base of the ornithopter. FIG. 5 shows a skeletal diagram of the wing flap 96 at its maximum opening angle in the middle of the wing flap 90 and a skeletal diagram of the wing wing frame 97 at its minimum opening angle in the middle of the flap 270 °, where in the wing wing 96 between its outer ends of the front spar 16 and the rear of the spar 24, an external tape retainer 40 is engaged, and an internal tape retainer 41 is fixed in its root part, while an external tape retainer 42 is fixed between the outer ends of the spars 18 and 26 of the flap wing 97, FIG. 5, and on the wing of the flap on the strip clamps 40 and 41, channel links in the form of spokes 44, 45, 46, 47, 48 are fixed and placed in a fan-shaped pattern, which, in combination with the canvas of the wing 49 in the middle of the wing swing _{, form cone-shaped open-type channels for the exit of statistical air flows Pst 1} , Pst ₂ , Rst ₃ , Rst ₄ , Rst, ₅ Rst ₆ and with a minimum concavity of the wing surface in the area of the bisector B-B, on tape clips 42 and 43 are fixed and placed In a fan-shaped pattern, channel links in the form of spokes 50, 51, 52, 53, 54, which, in combination with the wing canvas 55, break open cone-shaped channels of an open type, forming a "belly" wing with an increased lateral surface in the middle of the wing stroke and with a maximum the concavity of the flap wing 270 ° in the area of the bisector B-B, Fig. 6, The other three wings 4, 99, and 113 have similar wing patterns. Rear combined wing 4, with a U-shaped frame, drive 1, with a lever 56, the outer end of which is pivotally connected to a retractable rod 58, a hydraulic cylinder 59, an intermediate link 57 , while the body of the hydraulic cylinder is rigidly attached to the base of the ornithopter, the leading elongated axis 60 of the U-shaped frame 5 rotates freely in the upper sleeve 61, where a tapered gear 62 is rigidly attached to the middle part of this axis and has mechanical contact with the upper conical gear 63, rigidly attached to an intermediate vertically located shortened shaft 64, freely rotating in a vertical sleeve 65, where a lower cone-shaped gear 66 is rigidly attached to the lower end of this shaft, having mechanical contact with the conical gear 67 rigidly attached to the outer end of the elongated crankshaft (axle) 7 and freely rotating in the base sleeve 32, while in the middle part of this about the shaft there is a crank 9 with a journal 8 and a middle driven cone-shaped gear 68 rigidly attached to the axis of the crankshaft 7 and having mechanical contact with the driving conical gear 69 rigidly attached to the shaft of the power drive 6 freely rotating in the sleeve 70, and also located on the shaft damping mechanism 71, clutch 72, with control lever 73, and to the neck 8 of the crank 9, perpendicular to it, the connecting rod 74 of the right link 10 is pivotally connected with its inner end, and its outer end is pivotally connected to the inner end of the right horizontal rod 75 with free placement it in the inner cavity of the base sleeve 76 rigidly attached to the base of the ornithopter, and this rod is freely placed in the frame - stop 77 and in the inner cavity of the compression spring 78, the inner end of which is rigidly attached to the frame - stop 77, and a washer is rigidly attached to its outer - stop 79, and to the outer end of the horizontal rod 75 rigidly at an end stop 80 is attached to the frame - a stop 77 is rigidly attached to its lateral surface by an L-shaped retractable rod 81, a hydraulic cylinder 82, located parallel to the right link of the three-mode mechanism and rigidly attached to the base of the ornithopter (apparatus), and on the opposite side of the crank 9 , perpendicular to its neck 8 is a connecting rod 83 of the left link 11, the inner end of which is pivotally attached to the neck, where its outer end is pivotally connected to the inner end of the horizontal rod 84 with free placement in its inner cavity of the base sleeve 85 rigidly attached to the base of the ornithopter, and this rod is freely placed in the frame - stop 86 and in the inner cavity of the compression spring 87 the inner end of which is rigidly attached to the frame - stop 86, and a washer - stop 88 is rigidly attached to its outer end, and an end stop is rigidly attached to the outer end of the horizontal rod 84 89, while the frame - stop 86 is rigidly attached with its lateral side to the L-shaped retractable rod 90, the hydraulic cylinder 91 located parallel to the left link of the three-mode mechanism and rigidly attached to the base of the ornithopter, and the wing 4 with its swing wing 92 with its aerodynamic panel 93 and the flap wing 94 with its aerodynamic panel 95 is structurally similar to the wing 2 with his flap wing 96 and his flap wing 97.

Второй привод 98 содержит переднее комбинированное крыло 99 с Г-образной осью 100 соединенное внутренней втулкой 101 через механизм П-образной рамы 102 который имеет связь с удлиненным коленчатым валом 103 свободно вращающегося во втулке 104 жестко прикрепленной к базе орнитоптера, при этом внешний конец рычага 105 П-образной рамы шарнирно соединен с выдвижным штоком 107, гидроцилиндра 108 через промежуточное звено 106, где корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера, причем переднее комбинированное крыло 99 имеет крыло маха 109 с аэродинамической панелью 110 и крылом взмаха 111 с аэродинамической панелью 112. Заднее комбинированное крыло 113 с П-образной 114 и ее рычаг 115, который шарнирно соединен с верхним концом выдвижного штока 117, гидроцилиндра 118 через промежуточное звено 116, где корпус гидроцилиндра жестко прикреплен к базе орнитоптера, при этом внутренняя втулка 119 комбинированного крыла 113 и П-образной рамы 114, свободно вращается на Г-образной оси 120 крыла, а ведущая удлиненная ось 121 П-образной рамы 114 свободно вращается в верхней горизонтальной втулке 122 жестко прикрепленной к базе аппарата, причем в серединной части ведущей оси 121 жестко прикреплено конусообразное зубчатое колесо 123 и механически связан с верхним конусообразным зубчатым колесом 124 жестко прикрепленного к удлиненной вертикальной оси 125, свободно вращающейся в вертикальной втулке 126, при этом к нижнему концу удлиненной вертикальной оси жестко прикреплено нижнее конусообразное зубчатое колесо 127 механически связанный с конусообразным зубчатым колесом 128 жестко прикрепленного к концу удлиненного коленчатого вала 103, при этом в серединной части данного вала расположен кривошип 129 с шейкой 130, а также на данном валу расположено ведомое конусообразное зубчатое колесо 131, жестко прикрепленное к данному валу и имеющий механический контакт с ведущим конусообразным зубчатым колесом 132 жестко прикрепленного к оси силового привода 133, свободно вращающегося во втулке 134 жестко прикрепленной к базе орнитоптера и на котором размещен демпфирующий механизм 135, муфта сцепления 136 с рычагом 137, причем крыло 113 имеет крыло маха 138 с закрепленным на нем аэродинамической панели 139 и крыло взмаха 140 с закрепленным на нем аэродинамической панели 141, при этом к шейке 130 кривошипа 129 перпендикулярно к ней шарнирно присоединен внутренним своим концом правый шатун 142 правого звена 143, внешний конец которого соединен с внутренним концом горизонтального стержня 144 со свободным размещением во внутренней полости базовой втулки 145, жестко прикрепленной к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в раме - упор 146 и во внутренней полости пружина сжатия 147, внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упор 146, а к ее внешнему концу жестко прикреплена шайба - упор 148, причем к внешнему концу горизонтального стержня 144 жестко прикреплен концевой упор 149, при этом к боковой стороне раме - упор 146 жестко прикреплен Г-образный выдвижной шток 150 гидроцилиндра 151 расположенного параллельно правому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера, а на противоположной стороне кривошипа 129 перпендикулярно к его шейке 130 расположен левый шатун 152 левого звена 153, внутренний конец которого шарнирно прикреплен к шейке, а его внешний конец шарнирно соединен с внутренним концом горизонтального стержня 154 со свободным размещением во внутренней полости базовой втулки 155 жестко прикрепленной к базе орнитоптера, а также данный стержень свободно размещается в раме - упор 156 и во внутренней полости пружины сжатия 157, внутренний конец которой жестко прикреплен к раме - упор 156, а к ее внешнему концу жестко прикреплена шайба - упор 158, причем к внешнему концу горизонтального стержня 154 жестко прикреплен концевой упор 159, при этом к раме - упор 156 к ее боковой стороне жестко прикреплен Г-образный выдвижной шток 160, гидроцилиндра 161 расположенного параллельно левому звену трехрежимного механизма и жестко прикрепленного к базе орнитоптера, а точка пересечения привода 1 и привода 98 орнитоптера ИКС - образной схемы обозначена цифрой 162 и вертикальной осью У-У. The second drive 98 comprises a front combined wing 99 with an L-shaped axis 100 connected by an inner sleeve 101 through a U-shaped frame mechanism 102 which is connected to an elongated crankshaft 103 freely rotating in a sleeve 104 rigidly attached to the base of the ornithopter, while the outer end of the lever 105 The U-shaped frame is pivotally connected to a retractable rod 107 of the hydraulic cylinder 108 through an intermediate link 106, where the body of the hydraulic cylinder is rigidly attached to the base of the ornithopter, and the front combined wing 99 has a swing wing 109 with an aerodynamic panel 110 and a flap wing 111 with an aerodynamic panel 112. Rear a combined wing 113 with a U-shaped 114 and its lever 115, which is pivotally connected to the upper end of the retractable rod 117, of the hydraulic cylinder 118 through an intermediate link 116, where the body of the hydraulic cylinder is rigidly attached to the base of the ornithopter, while the inner sleeve 119 of the combined wing 113 and P- shaped frame 114, freely rotates on the L-shaped axis 120 wing l, and the leading elongated axle 121 of the U-shaped frame 114 rotates freely in the upper horizontal sleeve 122 rigidly attached to the base of the apparatus, and in the middle part of the driving axle 121 a tapered gear 123 is rigidly attached and mechanically connected to the upper conical gear 124 rigidly attached to an elongated vertical axis 125, freely rotating in a vertical sleeve 126, while a lower cone-shaped gear 127 is rigidly attached to the lower end of the elongated vertical axis, mechanically connected to a cone-shaped gear 128 rigidly attached to the end of the elongated crankshaft 103, while in the middle of this shaft there is a crank 129 with a neck 130, and also on this shaft there is a driven conical gear 131 rigidly attached to this shaft and having mechanical contact with the driving conical gear 132 rigidly attached to the axis of the power drive 133, freely rotating in W street 134 rigidly attached to the base of the ornithopter and on which a damping mechanism 135 is located, a clutch 136 with a lever 137, and the wing 113 has a fly wing 138 with an aerodynamic panel 139 attached to it and a wing wing 140 with an aerodynamic panel 141 attached to it, while to the neck 130 of the crank 129 perpendicular to it, the right connecting rod 142 of the right link 143 is pivotally connected with its inner end, the outer end of which is connected to the inner end of the horizontal rod 144 with free placement in the inner cavity of the base sleeve 145 rigidly attached to the base of the ornithopter, as well as this rod freely placed in the frame - stop 146 and in the inner cavity a compression spring 147, the inner end of which is rigidly attached to the frame - stop 146, and a washer is rigidly attached to its outer end - stop 148, and an end stop 149 is rigidly attached to the outer end of the horizontal rod 144 , while to the side of the frame - the stop 146 is rigidly attached to the L-obr A separate sliding rod 150 of the hydraulic cylinder 151 located parallel to the right link of the three-mode mechanism and rigidly attached to the base of the ornithopter, and on the opposite side of the crank 129 perpendicular to its neck 130 there is a left connecting rod 152 of the left link 153, the inner end of which is hinged to the neck, and its outer end pivotally connected to the inner end of the horizontal rod 154 with free placement in the inner cavity of the base sleeve 155 rigidly attached to the base of the ornithopter, and this rod is freely placed in the frame - stop 156 and in the inner cavity of the compression spring 157, the inner end of which is rigidly attached to the frame - stop 156, and a washer - stop 158 is rigidly attached to its outer end, moreover, an end stop 159 is rigidly attached to the outer end of the horizontal rod 154, while an L-shaped sliding rod 160 is rigidly attached to the frame - a stop 156 to its lateral side, a hydraulic cylinder 161 located parallel to the left link of the triple there is a lot of mechanism and ornithopter rigidly attached to the base, and the point of intersection of the drive 1 and drive 98 of the IKS ornithopter - shaped scheme is designated by the number 162 and the vertical axis U-U.

Управление положением биссектрисой Б-Б, крыла маха 96 в положении максимального раскрытия на угол ±α _бис. производится выдвижным штоком 38, гидроцилиндра 39 через рычаг 36 и механизм П-образной рамы 3 и внутреннюю втулку 20 крыла, при помощи трехпозиционного переключателя 163 Фиг. 1.Control of the position of the bisector B-B, the wing flap 96 in the position of maximum opening at an angle of ± α _bis. produced by the retractable rod 38, the hydraulic cylinder 39 through the lever 36 and the mechanism of the U-shaped frame 3 and the inner sleeve 20 of the wing, using a three-position switch 163 FIG. one.

Управление положением биссектрисой Б-Б крыла маха 92 в положении его максимального раскрытия на угол ±α _бис.производится выдвижным штоком 58, гидроцилиндра 59, через рычаг 56 и механизм "П"-образной рамы 5 и внутреннюю втулку 170 крыла, при помощи трёхпозиционного переключателя 164, фиг.1. Control of the position of the bisector B-B of the wing flapper 92 in the position of its maximum opening at an angle of ± α _bis. produced by a retractable rod 58, a hydraulic cylinder 59, through the lever 56 and the mechanism of the "P" -shaped frame 5 and the inner sleeve 170 of the wing, using a three-position switch 164, Fig. 1.

Управление положением биссектрисой Б-Б крыла маха 109 в положении его максимального раскрытия на угол ±α _бис. производится выдвижным штоком 107 гидроцилиндра 108 через рычаг 105 и механизм П-образной рамы 102 и внутреннюю втулку 101 крыла, при помощи трехпозиционного переключателя 165 , Фиг. 1. Control of the position of the B-B bisector of the fly wing 109 in the position of its maximum opening at an angle of ± α _bis. produced by the retractable rod 107 of the hydraulic cylinder 108 through the lever 105 and the U-frame mechanism 102 and the inner wing sleeve 101, using a three-position switch 165, FIG. one.

Управление положением биссектрисой Б-Б крыла маха 138 в положении его максимального раскрытия на угол + бис. производится выдвижным штоком 117, гидроцилиндра 118, через рычаг 115 и механизм П-образной рамы 114 и внутреннюю втулку 119 крыла, при помощи трехпозиционного переключателя 166 Фиг. 1. Control of the position of the bisector B-B of the wing swing 138 in the position of its maximum opening at an angle of + bis. produced by the retractable rod 117, the hydraulic cylinder 118, through the lever 115 and the U-frame mechanism 114 and the inner wing sleeve 119, using the three-position switch 166 FIG. one.

Изменение угловой W_кр скорости вращения крыла 2 и крыла 4 привода 1 определяется одним из трех режимов, (Фиг. 9а), показан режим одинаковой угловой скорости вращения крыла 2 и 4 где W₁ = W₂ = W₃ = W₄ , без задействия энергии сил сжатия и расжатия пружины сжатия 78 и 87 в период вращения кривошипа 9 на угол 360^° и более, где шток 81 и 90 не задействованы. На Фиг. 9б) показан режим неодинаковой угловой скорости вращения крыла 2 и 4, где шток 81 и 90 при помощи переключателя 167 перемещает пружину сжатия 78 87 до контакта с концевым упором 80 и 89, в результате чего крыло маха 96 и 92 в секторе окружности от 270^° до 360^° из-за полного сжатия пружины 87 кривошипом 9 замедляет свое угловое вращение до окружной скорости, а в секторе окружности 360^° - 90^° из-за сложения энергии вращения коленчатого вала 7 получаемой от силовой установки этого привода и энергии, получаемой от полного разжатия пружины 87 кривошип 9 увеличивает свое угловое вращение от величины W₁ до величины W₁ +ΔW, чем обеспечивает в первой половине маха крыла (360^°- 90^°) получение большей величины профильного сопротивления крыла маха (на примере крыла 4) от величины Q₄ до величины (Q₄ +ΔQ), повышая тем самым увеличенное КПД крыла, т.е. данный режим называется мах крыла с ускорением.The change in the angular W _cr of the rotation speed of the wing 2 and wing 4 of the drive 1 is determined by one of three modes, (Fig.9a), the mode of the same angular velocity of rotation of the wing 2 and 4 is shown where W ₁ = W ₂ = W ₃ = W ₄ , without action the energy of the forces of compression and expansion of the compression springs 78 and 87 during the rotation of the crank 9 at an angle of 360 ^° or more, where the rod 81 and 90 are not involved. FIG. 9b) shows the mode of unequal angular velocity of rotation of the wings 2 and 4, where the rod 81 and 90, using the switch 167, moves the compression spring 78 87 to contact with the end stop 80 and 89, as a result of which the wing flaps 96 and 92 in the sector of a circle from 270 ^° up to 360 ^° due to the full compression of the spring 87 by the crank 9 slows down its angular rotation to the peripheral speed, and in the 360 ^° sector - 90 ^° due to the addition of the rotation energy of the crankshaft 7 received from the power plant of this drive and the energy received from the full the release of the spring 87, the crank 9 increases its angular rotation from the value W ₁ to the value W ₁ + ΔW, which ensures in the first half of the wing flap (360 ^° - 90 ^° ) obtaining a greater value of the profile resistance of the wing flap (for example, wing 4) from the value Q ₄ to the value (Q ₄ + ΔQ), thereby increasing the increased efficiency of the wing, i.e. this mode is called acceleration wing swing.

На Фиг. 9в) показан режим нулевой угловой скорости W, т.е. W₁ = 0, W₂= 0, W₃ = 0, W₄ = 0, это достигается когда шток 81 и 90, гидроцилиндров 82 и 91, переведет одновременно пружины 78 и 87 в положение их полного сжатия в результате чего шейка 8 кривошипа 9 зафиксируется либо на угле окружности 360° , либо на угле окружности 180^°, что соответствует занятию крылом 2 и 4 продольного положения как бы вдоль продольной оси Х₂ - Х₂ и Х₅ - Х₅ орнитоптера, при этом изменение биссектрисного Б-Б угла ±α_бис. при помощи гидроцилиндра 39 и выключателя 163 и гидроцилиндра 59 выключателя 164 остается в полном объеме, а управление гидроцилиндрами 82 и 91 трехрежимного механизма привода 1 осуществляется трехпозиционным переключателем 167, а управление гидроцилиндрами 151 и 161 трехрежимного механизма привода 98 осуществляется трехпозиционным переключателем 168, причем работа трехрежимного механизма привода 98 аналогична работе трехрежимного механизма привода 1.FIG. 9c) shows the mode of zero angular velocity W, i.e. W ₁ = 0, W ₂ = 0, W ₃ = 0, W ₄ = 0, this is achieved when the rod 81 and 90, hydraulic cylinders 82 and 91, simultaneously transfers the springs 78 and 87 to their full compression position, as a result of which the crank journal 8 9 will be fixed either at a circle angle of 360 °, or at a circle angle of 180 ^° , which corresponds to the occupation of the wing 2 and 4 of the longitudinal position, as it were, along the longitudinal axis X ₂ - X ₂ and X ₅ - X _{5 of the} ornithopter, while the change in the bisecting B-B angle ± α _bis. with the help of the hydraulic cylinder 39 and the switch 163 and the hydraulic cylinder 59 of the switch 164 remains in full volume, and the control of the hydraulic cylinders 82 and 91 of the three-mode drive mechanism 1 is carried out by the three-position switch 167, and the control of the hydraulic cylinders 151 and 161 of the three-mode drive mechanism 98 is carried out by the three-position switch 168, and the operation of the three-mode the drive mechanism 98 is similar to the operation of the three-mode drive mechanism 1.

Для улучшения безопасности полета орнитоптера его оба привода 1 и 98 расположены относительно друг друга по ИКС-образной схеме, общая точка пересечения 162 с вертикальной осью У-У, совпадающая с центром тяжести (Ц.Т.) орнитоптера, это необходимо на случай выхода одного из двух независимых приводов и благополучного завершения полета на работающем приводе, а также с целью уменьшения влияния спутной струи в поступательном полете идущей от передних крыльев 2 и 99 в сторону задних крыльев 4 и 113 предусмотрено разнесение передних крыльев между собой вдоль поперечной оси Z₁ - Z₁ на меньшее расстояние чем разнесение задних крыльев 4 и 113 между собой вдоль поперечной оси Z₃ - Z₃, которая дополнительно приподнята на высоту Н₁ относительно нижней поперечной оси Z₂ - Z_2. Фиг.1, в результате чего точка 162 сместилась вперед вдоль продольной оси Х₁ - Х₁ орнитоптера, получив при этом передние плечи L₁ более короткими чем более длинные задние плечи L₂, а это значит, чтобы в поступательном полете сохранить равенство моментов Мкаб.= Мпик. необходимо иметь передние крылья с большей площадью рабочей поверхности, чем задние крылья 4 и 113 с меньшей площадью рабочей поверхности, Фиг.10а и Фиг1.To improve the safety of the ornithopter flight, both drives 1 and 98 are located relative to each other in an X-shaped pattern, the common point of intersection 162 with the vertical U-U axis, coinciding with the center of gravity (Ts.T.) of the ornithopter, this is necessary in case of one of two independent drives and the successful completion of the flight on a working drive, as well as in order to reduce the influence of the wake jet in forward flight going from the front wings 2 and 99 towards the rear wings 4 and 113, the front wings are spaced apart along the transverse axis Z ₁ - Z ₁ at a smaller distance than the separation of the rear wings 4 and 113 between each other along the transverse axis Z ₃ - Z ₃ , which is additionally raised to a height H ₁ relative to the lower transverse axis Z ₂ - Z _2. Fig. 1, as a result of which point 162 has shifted forward along the longitudinal axis X ₁ - X _{1 of the} ornithopter, thus obtaining the front shoulders L ₁ shorter than the longer hind shoulders L ₂ , which means that in translational During the flight, maintain the equality of the moments Mkab. = Mpik. it is necessary to have front fenders with a larger working surface area than the rear fenders 4 and 113 with a smaller working surface area, Fig. 10a and Fig. 1.

Из-за бокового размещения всех крыльев орнитоптера к продольной линии поступательного полета изменение оси Хисх - Х исх по углу тангажа на угол (+ α_т ) кабрирования происходит в два этапа: первый этап заключается в уменьшении вектора профильного сопротивления Q_y (исходящего из Ц.Д. крыла маха) задних крыльев 4 и 113 орнитоптера до величины проекционного вектора профильного сопротивления Q₁ за счет отклонения их биссектрис Б -Б от горизонтального положения на угол (+ β ), в результате чего задняя часть орнитоптера опустится (просядет) на высоту (- ΔH_Z3-Z3), Фиг.10г и д), Фиг. 11, при этом профильная ось Хисх₁ - Хисх₁, займет наклонное положение оси Хфак - Хфак с углом наклона (+ α_т ) на кабрирование, где после перемещения задней части оси Хисх₁ - Х исх₁ с поперечной оси Z₃ - Z₃ на нижнюю поперечную ось Z ^/ ₃ - Z ^/ ₃ необходимо биссектрису Б-Б крыла маха 4 и 13 вернуть в прежнее положение, Фиг.10д), до восстановления профильного сопротивления данных крыльев с Q₁ до Q_y, а второй этап включает в себя возвращение наклонной продольной оси Хфак - Хфак в горизонтальное положение, но на уровне нижней продольной оси Хисх₂ - Хисх₂ путем уменьшения величины профильного сопротивления передних крыльев маха 2 и 99 с Q_y до Q₁ , путем отклонения их биссектрис Б-Б от исходного положения на угол (- β), в результате чего передняя часть орнитоптера опустится (просядет) до той же высоты, равной (- ΔH_{Z3 - Z3}) подобно (- ΔH_Z1-Z1), Фиг. 10б) и в), где продольная ось Х фак - Х фак займет положение продольной оси Хисх₂-Хисх₂ с нулевым углом кабрирования ( α_т ), где после перемещения передней части оси Хфак - Х фак с поперечной оси Z ₁ - Z ₁ на поперечную ось Z ^/ ₁ - Z ^/ ₁ , необходимо биссектрису Б-Б крыла маха 2 и 99 вернуть в горизонтальное положение, Фиг. 10в) до восстановления профильного сопротивления крыльев с Q₁ до Q_y.Because of the placement of all the lateral wings of the ornithopter to the longitudinal line of flight change axis translational Hiskh - X ref of the pitch angle by an angle (+ α _t) pitching occurs in two stages: the first stage is to reduce profile drag vector Q _y (originating from Ts Fly wing) of the rear wings 4 and 113 of the ornithopter to the value of the projection vector of the profile resistance Q ₁ due to the deviation of their bisectors B-B from the horizontal position by an angle (+ β), as a result of which the rear part of the ornithopter will descend (sag) to a height ( - ΔH _Z3-Z3 ), Figs. 10d and e), Figs. 11, the profile axis Hiskh ₁ - Hiskh _1, takes an inclined position Hfak axis - Hfak with an inclination angle (+ α _r) to pitch, wherein after moving the rear axle Hiskh ₁ - X ref ₁ with the transverse axis Z ₃ - Z ₃ on the lower transverse axis Z ^/ ₃ - Z ^/ _3, it is necessary to return the bisector B-B of the swing wings 4 and 13 to their previous position, Fig. 10e), until the profile resistance of these wings is restored from Q ₁ to Q _y , and the second stage includes return of the inclined longitudinal axis Hfak - Hfak to a horizontal position, but at the level of the lower longitudinal axis Xisx ₂ - Xisx ₂ by reducing the value of the profile resistance of the front wings of swing 2 and 99 from Q _y to Q ₁ , by deviating their bisectors B-B from the initial position by an angle (- β), as a result of which the front part of the ornithopter will lower (sag) to the same height equal to (- ΔH _{Z3 - Z3} ) like (- ΔH _Z1-Z1 ), Fig. 10b) and c), where the longitudinal axis X fak - X fak will take the position of the longitudinal axis Xinx ₂ -Xinx ₂ with a zero pitching angle (α _t ), where after moving the front part of the Xfak axis - Xfak from the transverse axis Z ₁ - Z ₁ on the transverse axis Z ^/ ₁ - Z ^/ ₁ , it is necessary to return the bisector B-B of the wings of swing 2 and 99 to the horizontal position, Fig. 10c) until the profile drag of the wings is restored from Q ₁ to Q _y .

При изменении угла тангажа на угол ( - α_т ) пикирования также в два этапа, где на первом этапе вначале по вышеизложенной схеме опускается на пикирование передняя часть оси орнитоптера Хисх - Хисх на высоту (-ΔH_Z1-Z1), до положения оси Хфак - Хфак, т.е. опускается с поперечной оси Z₁ - Z₁ до нижней поперечной оси Z^/ ₁ - Z^/ ₁ за счет изменения угла наклона биссектрисы Б-Б крыльев маха от горизонтального положения на угол (- β ) крыла 2 и 99, с последующим возвращением ее на прежний угол после достижения нижней поперечной оси Z^/ ₁ - Z^/ ₁ с достижением профильного сопротивления крыльев с Q₁ до Q_y, Фиг. 11б), а на втором этапе для занятия продольной наклонной осью Х фак - Х фак горизонтального положения оси Хисх₂ - Хисх₂, Фиг.11б) с нулевым углом наклона (α_т ) пикирования, необходимо опустить хвостовую часть орнитоптер на ту же высоту (- ΔH_{Z1 -Z1}) подобно (- ΔH_{Z3 -Z3}),Фиг.10г) и д), Фиг. 11б) путем перевода биссектрис Б-Б крыла маха (крыла 4 и 113) на угол (+β ), где после опускания задней части профильной наклонной оси Хфак - Хфак с поперечной оси Z₃ - Z₃ на нижнюю поперечную ось Z^/ ₃ - Z^/ ₃ необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха (крыла 4 и 113) вернуть в прежнее горизонтальное положение Фиг.10д) до восстановления профильного сопротивления крыльев с Q₁ до Q_y.When the pitch angle is changed by the angle (- α _t ), the dive also occurs in two stages, where at the first stage, according to the above scheme, the front part of the ornithopter axis Xisx - Xisx is lowered to dive to a height (-ΔH _Z1-Z1 ), to the position of the Xfak axis - Hfak, i.e. descends from the transverse axis Z ₁ - Z ₁ to the lower transverse axis Z ^/ ₁ - Z ^/ ₁ by changing the angle of inclination of the bisector B-B of the swing wings from the horizontal position to the angle (- β) of wings 2 and 99, with its subsequent return to the previous angle after reaching the lower transverse axis Z ^/ ₁ - Z ^/ ₁ with the achievement of the profile drag of the wings from Q ₁ to Q _y , FIG. 11b), and at the second stage, to occupy the longitudinal inclined axis X fak - X fak horizontal position of the Xisx ₂ - Xisx ₂ , Fig. 11b) axis with a zero inclination angle (α _t ) of the dive, it is necessary to lower the tail part of the ornithopter to the same height ( - ΔH _{Z1 -Z1} ) similar to (- ΔH _{Z3 -Z3} ), Fig. 10d) and e), Fig. 11b) by translating the bisectors B-B of the swing wing (wings 4 and 113) to an angle (+ β), where after lowering the rear part of the profile inclined axis Hfak - Hfak from the transverse axis Z ₃ - Z ₃ to the lower transverse axis Z ^/ ₃ - Z ^/ ₃ it is necessary to return the bisector B-B of the swing wing (wings 4 and 113) to the previous horizontal position (Fig. 10e) until the profile drag of the wings is restored from Q ₁ to Q _y .

При переводе оси Х₁ - Х₁ орнитоптера на угол "пикирования" (-α_т ) поступательная скорость аппарата увеличивается, При переводе оси Х₁ - Х₁ на малые углы "кабрирования" (+α_т) произойдет гашение поступательной скорости до ноля, причем для осуществления вертикального взлета или посадки также используется малый угол "кабрирования" (+α_т ), а при большом угле "кабрирования" (+α_т ) аппарат приобретает поступательное движение назад (либо по прямой, либо с набором высоты либо с потерей высоты).When the X ₁ - X _{1 axis of the} ornithopter is shifted to the "dive" angle (-α _t ), the translational speed of the vehicle increases, When the X ₁ - X ₁ axis is shifted to small pitching angles (+ α _t ), the forward speed will be damped to zero, wherein for vertical takeoff or landing is also used a small angle "pitching" (+ α _t), but with a large angle of "pitching" (+ α _t) apparatus acquires translational backward movement (either direct, or to climb or dominant loss ).

Для осуществления в горизонтальной плоскости разворота орнитоптера вокруг оси У-У против часовой стрелки необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха, привода 98 перевести в нижнее положение на угол (- α_z ), а привода 1 в положение вверх на угол (+ α_z ) и наоборот для разворота орнитоптера вокруг оси У-У по часовой стрелке необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха, привода 98, перевести в верхнее положение на угол (+ α_z ) , а привода 1 в положение вниз на угол ( - α_z ).To implement in the horizontal plane the ornithopter turn around the Y-Y axis counterclockwise, it is necessary to bisectrix B-B of the swing wing, drive 98 to the lower position by an angle (- α _z ), and drive 1 to the up position by an angle (+ α _z ) and vice versa, to turn the ornithopter around the Y-Y axis clockwise, it is necessary to move the bisector B-B of the swing wing, drive 98 to the upper position by an angle (+ α _z ), and drive 1 to the down position by an angle (- α _z ).

Для смещения орнитоптера вправо, необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха перевести для крыла 2 и 113 вниз на угол (- α_z), а для смещения орнитоптера влево, необходимо биссектрисы Б-Б крыла маха перевести для крыла 99 и 4 вниз на угол (- α_z) от исходного положения, пример тому Фиг.11а) и б).To displace the ornithopter to the right, it is necessary to translate the _{bisectors BB of the swing wing for wings 2 and 113 downward by an angle (- α z} ), and to displace the ornithopter to the left, it is necessary to translate the bisectors BB of the swing wing for wing 99 and 4 downward by an angle ( - α _z ) from the initial position, an example of which is Fig. 11 a) and b).

Приложение 1 (Описание перечня элементов орнитоптера):Appendix 1 (Description of the list of elements of the ornithopter):

1. Первый привод орнитоптера1. The first drive of the ornithopter

2. Переднее комбинированное крыло с (Ц.Д₁) расположенного на биссектрисной оси Б-Б (Фиг. 5) и (Фиг. 7).2. Front combined wing with (Ts.D ₁ ) located on the bisecting axis B-B (Fig. 5) and (Fig. 7).

3. П-образная рама крыла 2.3. U-shaped wing frame 2.

4. Заднее комбинированное крыло с (Ц.Д₂ ) на его бмссектрисной оси Б-Б, см. прототип на Фиг. 5, Фиг. 7.4. Rear combined wing with (Ts.D ₂ ) on its bmssector axis BB, see the prototype in FIG. 5, Fig. 7.

5. П-образная рама крыла 4.5. U-shaped wing frame 4.

6. Ось силового привода, первого привода орнитоптера 1.6. Axle of the power drive, the first drive of the ornithopter 1.

7. Удлиненный коленчатый вал первого привода 1.7. Extended first drive crankshaft 1.

8. Шейка коленчатого вала 7 (кривошипа 9).8. The neck of the crankshaft 7 (crank 9).

9. Кривошип коленчатого вала 7.9. Crankshaft crank 7.

10. Правое звено трехрежимного механизма.10. The right link of the three-mode mechanism.

11. Левое звено трехрежимного механизма.11. The left link of the three-mode mechanism.

12.»Г»-образная ось крыла 2. α ₁ - угол отклонения внутреннего плеча 13 оси 12 от внешнего плеча 14 на угол 35° ± 0.5°.12. "L" -shaped wing axis 2. α ₁ - the angle of deviation of the inner arm 13 of the axis 12 from the outer arm 14 at an angle of 35 ° ± 0.5 °.

13. Внутреннее плечо оси 12 крыла 2.13. Inner shoulder of wing axis 12 2.

14. Внешнее плечо оси 12 крыла 2.14. Outer shoulder of wing axis 12 2.

15. Внешняя втулка плеча 14 крыла 2.15. Outer sleeve of wing arm 14 2.

16.Передний лонжерон крыла маха 96.16.Front wing spar 96.

17. Аэродинамическая панель лонжерона 16.17. Aerodynamic side member panel 16.

18. Передний лонжерон крыла взмаха 97.18. Front wing wing spar 97.

19.Аэродинамическая панель лонжерона 18.19. Aerodynamic side member panel 18.

Р_х - положительный вектор тяги от внешнего конца аэродинамической панели 17 и 19.P _x - positive thrust vector from the outer end of the aerodynamic panel 17 and 19.

20. Внутренняя втулка внутреннего плеча 13 крыла 2.20. Inner bushing of the inner wing 13 of the wing 2.

21.Внутреннее конусообразное зубчатое колесо втулки 20.21.Inner bevel gear of hub 20.

22. Внутреннее конусообразное зубчатое колесо втулки 15.22. Internal bevel gear of the hub 15.

23. Корневой лонжерон крыла маха, втулки 20.23. Fly wing root spar, bushings 20.

24. Внешний лонжерон корневого лонжерона 23, 24. Outer side member of the root side member 23,

α₂ - угол отклонения внешнего лонжерона 24 заднего лонжерона крыла маха 96 от корневого лонжерона 25 на угол 35° ± 0,5°.α ₂ - the angle of deflection of the outer spar 24 of the rear spar of the swing wing 96 from the root spar 25 at an angle of 35 ° ± 0.5 °.

25. Корневой лонжерон крыла взмаха тулки 20.25. Root flap wing spar of the tulle 20.

α_{2 +} α₂ - максимальный угол раскрытия крыла маха на угле окружности 90°, равный 70° ± 1°.α _{2 +} α ₂ is the maximum wing opening angle at a 90 ° circumference angle, equal to 70 ° ± 1 °.

26.Внешний лонжерон корневого лонжерона 2526.Outer side member, root side member 25

α₃ - минимальный угол раскрытия внешнего лонжерона крыла маха на угле окружности 270° , равный 0° + 1°.α ₃ is the minimum opening angle of the outer wing spar at a circular angle of 270 °, equal to 0 ° + 1 °.

27.Расчалка заднего лонжерона 24 крыла маха.27. Rear wing spar 24.

28. Расчалка заднего лонжерона 26 крыла взмаха.28. Brace of the rear wing spar 26.

29. Удлиненное звено П-образной рамы 3.29. Extended link of the U-shaped frame 3.

30. Ведомое зубчатое колесо втулки 29.30. Driven hub gear 29.

31. Ведущее зубчатое колесо коленчатого вала 7.31. Crankshaft drive gear 7.

32. Базовые втулки коленчатого вала 7.32. Basic bushings of the crankshaft 7.

33. Укороченное звено П-образной рамы 3.33. Shortened link of the U-shaped frame 3.

34. Верхнее поперечное звено П-образной рамы 3.34. Upper transverse link of the U-shaped frame 3.

35. Нижнее поперечное звено П-образной рамы 3.35. Lower transverse link of the U-shaped frame 3.

36. Рычаг удлиненного звена 29 П-образной рамы 3.36. Lever of the extended link 29 of the U-shaped frame 3.

37. Промежуточное звено выдвижного штока 38.37. Rising stem intermediate link 38.

38. Выдвижной шток гидроцилиндра 39.38. Rising rod of the hydraulic cylinder 39.

39. Гидроцилиндр выдвижного штока 38.39. Rising rod hydraulic cylinder 38.

40. Внешний ленточный фиксатор крыла маха.40. Wing wing outer tape retainer.

41. Внутренний ленточный фиксатор крыла маха.41. Inner flap strap.

42. Внешний ленточный фиксатор крыла взмаха.42. Outer flap wing strap.

43. Внутренний ленточный фиксатор крыла взмаха.43. Inner flap tape retainer.

44, 45, 46, 47, 48 Канальные звенья крыла маха44, 45, 46, 47, 48 Channel wing wings

49. Нижняя парусина крыла маха.49. Lower wing wing sail.

Рст₁, Рст₂, Рст₃, Рст₄, Рст₅, Рст₆ - воздушные статические потоки конусообразных каналов крыла маха.Rst ₁ , Rst ₂ , Rst ₃ , Rst ₄ , Rst ₅ , Rst ₆ - air static flows of the cone-shaped channels of the swing wing.

50, 51, 52, 53, 54 - Канальные звенья крыла взмаха.50, 51, 52, 53, 54 - Channel flap wing links.

55. Нижняя парусина крыла взмаха.55. Lower wing flap canvas.

56. Рычаг П-образной рамы 5.56. Lever of the U-frame 5.

57. Вертикальное промежуточное звено выдвижного штока 58.57. Rising stem vertical intermediate link 58.

58. Выдвижной шток гидроцилиндра 59.58. Rising rod of the hydraulic cylinder 59.

59. Гидроцилиндр П-образной рамы 4.59. U-frame hydraulic cylinder 4.

60. Ведущая удлиненная ось П-образной рамы 5.60. Leading elongated axle of the U-shaped frame 5.

61. Верхняя втулка оси 60.61. Upper axle bushing 60.

62. Конусообразное зубчатое колесо оси 60.62. Cone-shaped gear wheel of the axle 60.

63. Верхнее конусообразное зубчатое колесо оси 64.63. The upper bevel gear wheel of the axle 64.

64. Вертикальная укороченная ось.64. Vertical shortened axis.

65. Втулка оси 64.65. Axle bush 64.

66. Нижнее конусообразное зубчатое колесо оси 64.66. The lower bevel gear of the axle 64.

67. Конусообразное зубчатое колесо коленчатого вала 7.67. Crankshaft bevel gear 7.

68. Серединное ведомое конусообразное зубчатое колесо вала 7.68. The middle driven bevel gear of the shaft 7.

69. Ведущее конусообразное зубчатое колесо оси 6.69. Driving bevel gear of the axle 6.

70.Втулка оси силового привода 6.70 Drive axle bushing 6.

71. Демпфирующий механизм оси 6.71. Axle damping mechanism 6.

72.Муфта сцепления оси 6.72. Axle clutch 6.

73. Рычаг управления муфтой 72.73. Clutch control lever 72.

74. Шатун правого звена 10.74. Right link connecting rod 10.

75.Правый горизонтальный стержень звена 10.75 Right horizontal bar of the link 10.

76.Базовая втулка звена 10.76 Link base bushing 10.

77.Рама - упор звена 10.77. Frame - link stop 10.

78. Пружина сжания звена 10.78. Compression spring, link 10.

79. Шайба - упор пружины 78.79. Washer - spring stop 78.

80. Концевой упор стержня 75.80. Rod end stop 75.

81. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 82.81. L-shaped sliding rod of the hydraulic cylinder 82.

82. Гидроцилиндр рамы - упора 77.82. Frame hydraulic cylinder - stop 77.

83. Шатун левого звена 11.83. Connecting rod of the left link 11.

84. Левый горизонтальный стержень звена 11.84. Left horizontal bar of the link 11.

85. Базовая втулка звена 11.85. Link base bushing 11.

86. Рама - упор звена 11.86. Frame - link stop 11.

87. Пружина сжатия звена 11.87. Compression spring, link 11.

88. Шайба - упор пружины 87.88. Washer - spring stop 87.

89.Концевой упор стержня 84.89. Rod end stop 84.

90. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 91.90. L-shaped sliding rod of the hydraulic cylinder 91.

91.Гидроцилиндр рамы - упора 86.91. Frame hydraulic cylinder - stop 86.

92.Крыло маха заднего крыла 4.92.Hind wing flapper 4.

93.Аэродинамическая панель крыла маха 92.93. Aerodynamic wing panel 92.

94. Крыло взмаха заднего крыла 4.94. Flap wing of the rear wing 4.

95.Аэродинамическая панель крыла взмаха 94.95 Aerodynamic wing flap panel 94.

96. Крыло маха переднего крыла 2.96. Wing of the front wing 2.

97.Крыло взмаха переднего крыла 2.97 Front wing flap wing 2.

98. Второй привод орнитоптера.98. Second drive of the ornithopter.

99. Переднее комбинированное крыло с (ЦД₃), расположенного на его биссектрисной оси Б-Б (см. прототип на Фиг. 5, Фиг. 8).99. Front combined wing with (CD ₃ ), located on its bisector axis BB (see prototype in Fig. 5, Fig. 8).

100. Г-образная ось крыла 99.100. L-shaped wing axis 99.

101.Внутренняя втулка крыла 99.101 Inner wing bushing 99.

102. П-образная рама крыла 99.102. U-shaped wing frame 99.

103. Удлиненный коленчатый вал второго привода 98.103. Extended crankshaft of the second drive 98.

104. Базовые втулки коленчатогго вала 103.104. Basic bushings of the crankshaft 103.

105. Рычаг П-образной рамы 102.105. Lever of the U-shaped frame 102.

106. Промежуточное звено выдвижного штока 107.106. Intermediate link of the rising stem 107.

107. Выдвижной шток гидроцилиндра 108.107. Rising rod of the hydraulic cylinder 108.

108. Гидроцилиндр выдвижного штока 107.108. Rising rod hydraulic cylinder 107.

109. Крыло маха.109. The flapping wing.

110. Аэродинамическая панель крыла маха 109.110. Aerodynamic wing fly panel 109.

111. Крыло взмаха.111. Flapping wing.

112. Аэродинамическая панель крыла взмаха 111.112. Wing flap aerodynamic panel 111.

113. Заднее комбинированное крыло (ЦД₄), расположенное на его биссектрисной оси Б-Б (см. прототип на Фиг. 5, Фиг. 8)113. Rear combined wing (CD ₄ ), located on its bisector axis BB (see prototype in Fig. 5, Fig. 8)

114. П-образная рама крыла 113.114. U-shaped wing frame 113.

115. Рычаг П-образной рамы 114.115. Lever of the U-shaped frame 114.

116.Промежуточное звено выдвижного штока 117.116. Rising stem intermediate link 117.

117. Выдвижной шток гидроцилиндра 118.117. Rising rod of the hydraulic cylinder 118.

118. Гидроцилиндр выдвижного штока 117.118. Rising rod hydraulic cylinder 117.

119. Внутренняя втулка крыла 113.119. Inner wing bushing 113.

120. Г-образная ось крыла 113.120. L-shaped wing axis 113.

121. Ведущая удлиненная ось П-образной рамы 114.121. Leading elongated axle of the U-shaped frame 114.

122. Верхняя втулка оси 121.122. Upper axle bushing 121.

123. Конусообразное зубчатое колесо оси 121.123. Axle bevel gear 121.

124. Верхнее конусообразное зубчатое колесо оси 125.124. Upper bevel gear of axle 125.

125. Удлиненная вертикальная ось.125. Extended vertical axis.

126.Вертикальная втулка оси 125.126 Vertical axle bushing 125.

127. Нижнее конусообразное зубчатое колесо оси 125.127. The lower bevel gear of the axle 125.

128. Конусообразное зубчатое колесо коленчатого вала 103.128. Bevel gear of the crankshaft 103.

129. Кривошип коленчатого вала 103.129. Crankshaft crank 103.

130. Шейка коленчатого вала 103 (кривошипа 129).130. The neck of the crankshaft 103 (crank 129).

131. Серединное ведомое конусообразное зубчатое колесо вала 103.131. The middle driven bevel gear of the shaft 103.

132. Ведущее конусообразное зубчатое колесо оси 133.132. Driving bevel gear of the axle 133.

133. Ось силового привода второго привода 98 орнитоптера.133. The axis of the power drive of the second drive 98 of the ornithopter.

134. Втулка оси 133.134. Axle sleeve 133.

135. Демпфирующий механизм оси 133.135. Damping mechanism of the axle 133.

136. Муфта сцепления оси 133.136. Axle clutch 133.

137. Рычаг управления муфтой сцепления 136.137. Clutch control lever 136.

138. Крыло маха заднего крыла 113.138. Hind wing flap 113.

139. Аэродинамическая панель крыла маха 138.139. Aerodynamic wing flap 138.

140. Крыло взмаха заднего крыла 113.140. Hind wing flap wing 113.

141. Аэродинамическая панель крыла взмаха 140.141. Aerodynamic wing flap panel 140.

142. Правый шатун, правого звена 143.142. Right connecting rod, right link 143.

143.Правое звено трехрежимного механизма второго привода.143.The right link of the three-mode mechanism of the second drive.

144. Горизонтальный стержень правого звена 143.144. Horizontal bar of the right link 143.

145. Базовая втулка горизонтального стержня 144.145. Horizontal rod base bushing 144.

146. Рама - упор звена 143.146. Frame - link stop 143.

147. Пружина сжатия рамы - упор 146. 147. Frame compression spring - stop 146.

148. Шайба - упор пружины сжатия 147.148. Washer - compression spring stop 147.

149.Концевой упор горизонтального стержня 144.149. End stop of horizontal bar 144.

150. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 151.150. L-shaped sliding rod of the hydraulic cylinder 151.

151. Гидроцилиндр выдвижного штока 150. 151. Rising rod hydraulic cylinder 150.

152.Левый шатун левого звена 153.152. Left crank arm, left link 153.

153. Левое звено трехрежимного механизма второго привода.153. The left link of the three-mode mechanism of the second drive.

154. Горизонтальный стержень левого звена 153.154. Horizontal bar of the left link 153.

155. Базовая втулка горизонтального стержня 154.155. Basic bushing of the horizontal bar 154.

156. Рама - упор звена 153.156. Frame - link stop 153.

157. Пружина сжатия рамы - упор 156.157. Frame compression spring - stop 156.

158. Шайба - упор пружины сжатия 157.158. Washer - compression spring stop 157.

159. Концевой упор горизонтального стержня 154.159. End stop of the horizontal bar 154.

160. Г-образный выдвижной шток гидроцилиндра 161.160. L-shaped sliding rod of the hydraulic cylinder 161.

161. Гидроцилиндр выдвижного штока 160.161. Rising rod hydraulic cylinder 160.

162. Точка пересечения привода (1) и второго привода (98) в их Х - образной схеме орнитоптера.162. The point of intersection of the drive (1) and the second drive (98) in their X-shaped ornithopter scheme.

163. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 39, крыла 2.163. Three-position switch for hydraulic cylinder 39, wing 2.

164. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 59, крыла 4.164. Three-position switch for hydraulic cylinder 59, wing 4.

165. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 108, крыла 99.165. Three-position switch for hydraulic cylinder 108, wing 99.

166. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 118, крыла 113.166. Three-position switch for hydraulic cylinder 118, wing 113.

167.Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 82 и 91 трехрежимного механизма первого привода (1).167. Three-position switch of hydraulic cylinders 82 and 91 of the three-mode mechanism of the first drive (1).

168. Трехпозиционный переключатель гидроцилиндра 151 и трехрежимного механизма второго привода (98).168. Three-position switch of the hydraulic cylinder 151 and the three-mode mechanism of the second drive (98).

169. Г-образная ось крыла 4.169. L-shaped wing axis 4.

170. Внутренняя втулка крыла 4.170. Inner wing bushing 4.

171. Внешняя втулка крыла 4.171. Outer wing bushing 4.

172. Внешняя втулка крыла 113.172. Wing outer bushing 113.

173. Внешняя втулка крыла 99.173. Wing outer bushing 99.

174. Верхняя плоская парусина крыла маха, крыла 2.174. Upper flat sail of the swing wing, wing 2.

±α_т - угол тангажа оси Х₁ - Х₁ орнитоптера± α _t - pitch angle of the X ₁ - X _{1 axis of the} ornithopter

+α_z- угол отклонения биссектрисы Б-Б от исходного положения крыла в режиме середины маха (±α _бис.).+ α _z is the angle of deviation of the bisector B-B from the initial position of the wing in the mid-swing mode (± α _bis. ).

Claims

A two-drive ornithopter with combined propeller-type wings, having a body, an engine, wings with a control mechanism, each of which consists of two spars, mirrored relative to each other, characterized in that the front spar of the flapping and flapping wings has a rectilinear configuration relative to their common axis of rotation , and the rear wing flapping and flapping spar has a configuration with a large deflection angle relative to its axis of rotation, where the total deflection of the rear shaped wing flapper in the middle of the flapping sector is an opening angle of the flapping wing of at least 70 ^° , which is likened to a bird's wing in flapping mode, when At the same time, during horizontal flight, the front wing spar and flapping are always located perpendicular to the forward flight line of the ornithopter, and the lateral outer part of the aerodynamic panel, protruding beyond the lateral surface of the wing, has along its entire length the aerodynamic profile of the propeller blade, which in the time of the propeller rotation of the wing flap and flap forms the horizontal thrust vector of the propeller, in addition, in order to ensure greater safety of the ornithopter during its flight and its successful completion in the event of an engine failure of one of the drives, the scheme of this apparatus provides for the installation of two separate drives in it, connecting the front and rear fenders with one common extended axle with its own separate power plant - the engine, and are located relative to each other in an X-shaped scheme, where wings, front and rear, of the propeller type are attached to the outer ends through U-shaped frames, but with the obligatory location of the center of gravity of the ornithopter at the point of intersection of two lines connecting the centers of pressure of the first line of the front wing of the first drive with the center of pressure of the rear wing of the first drive, and the second line connecting the center of pressure of the front wing of the second drive with the center of pressure of the rear wing this drive, in this case, the change in the direction of the ornithopter during the flight is carried out by changing the position of the bisectors of the flapping (flapping) wings simultaneously or alternately by angles ± α from the initial position.