SU1817755A3 - Vertical take off and landing flying apparatus - Google Patents

Description

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки, и предназначен для использования в народном хозяйстве и в военной авиации.The invention relates to aircraft, in particular to aircraft of vertical take-off and landing, and is intended for use in the national economy and in military aviation.

Цель изобретения - создание летательного аппарата вертикального взлета и посадки с соосными несущими вентиляторами, содержащего корпус для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования бортовых систем, газотурбинный двигатель, топливные баки, органы управления и приземления.The purpose of the invention is the creation of an aircraft of vertical take-off and landing with coaxial bearing fans, comprising a housing for accommodating the crew, passengers, cargo and equipment of on-board systems, a gas turbine engine, fuel tanks, control and landing bodies.

С целью повышения грузоподъемности, вместительности пассажиров и грузов при минимальных габаритах и массе, повышения эксплуатационных характеристик и надежности он снабжен разделяющимся в горизонтальной плоскости корпусом сферической формы, периферийным предохранительным ободом, соединенным с корпусом с помощью ребер и образующим кольцевой канал вентиляторов, соосными несущими турбовентиляторами противоположного вращения, сориентированными в осевом и радиальном направлениях кольцевыми опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке, обеспечивающими соединение обеих частей сферического корпуса в плоскости разъема, при этом верхняя отделяемая часть корпуса выполнена герметичной, снабжена парашютной системой аварийного спуска, а нижняя часть корпуса снабжена рулями управления полетом, размещенными в потоках выхлопных газов за турбиной и воздуха за вентиляторами. Аппарат прост-по конструкции, дешев, малошумен, высокоманевренен, надежен и экономичен при эксплуатации на режимах продолжительного висения и крейсерского полета на ближние и средние расстояния, обладает оптимальной грузоподъемностью и вместительностью при минимальных габаритах и массе для использования в народном хозяйстве при перевозках пассажиров (12-18 чел.) и грузов (1,5-3,0 т) с максимальной скоростью до 350 км/ч и практическим потолком полета 6000 м с посадкой на взлетно-посадочные площадки малых размеров, находящиеся в непосредственной близости от городов, населенных пунктов, в черте больших городов, облетах магистральных линий электропередач, газопроводов, автострад, железнодорожных путей аварийно-восстановительными бригадами и дорожно-контрольными специалистами, а также использования в военных целях для десантирования войск и нанесения штурмовых артиллерийских и ракетно-бомбовых ударов. __In order to increase the carrying capacity, passenger and cargo capacity with minimum dimensions and weight, to increase operational characteristics and reliability, it is equipped with a spherical-shaped housing that is separated in the horizontal plane, a peripheral safety rim connected to the housing by means of ribs and forming an annular channel of fans, with coaxial bearing turbofan fans of the opposite rotation, axially and radially oriented by the annular support units of sliding bearings on gas lubrication, which ensures the connection of both parts of the spherical body in the plane of the connector, while the upper detachable part of the body is sealed, equipped with an emergency parachute system, and the lower part of the body is equipped with flight control wheels located in the exhaust gas flows behind the turbine and air behind the fans. The device is simple in design, cheap, low-noise, highly maneuverable, reliable and economical when operating in the long-term hovering and cruising flights for short and medium distances, it has optimal carrying capacity and capacity with minimum dimensions and weight for use in the national economy when transporting passengers (12 -18 people) and cargo (1.5-3.0 tons) with a maximum speed of up to 350 km / h and a practical ceiling of 6,000 m with landing on small take-off and landing areas located in the immediate vicinity lizosti from cities, settlements, within the boundaries of large cities, overflights of main power lines, gas pipelines, freeways, railways by emergency recovery crews and road control specialists, as well as military use for landing troops and applying assault artillery and missile-bomb strokes. __

Конструктивно летательный аппарат выполнен в виде двух полусфер, соединенных через встроенные соосные несущие турбовентиляторы, снабженных периферийным предохранительным ободом, соединенным с корпусом полусфер с помощью ребер и создающим совместно со сферой (корпусом) кольцевой канал вентиляторов (см. фиг. 1,2).Structurally, the aircraft is made in the form of two hemispheres connected via integrated coaxial load-bearing turbofans, equipped with a peripheral safety rim connected to the hemisphere body using ribs and creating an annular channel of fans together with the sphere (body) (see Fig. 1.2).

Рабочие колеса вентиляторов выполнены в виде колец и приводятся во вращательное движение в противоположных направлениях для стабилизации крутящего момента. Лопатки турбин и лопатки вентиляторов расположены на общих дисках, сориентированных относительно корпуса летательного аппарата кольцевыми опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке, обеспечивающими соединения обеих половин корпуса в единое целое (см. фиг. 3). На рабочих колесах лопатки вентиляторов расположены в периферийных, а лопатки турбин - на внутренних обводах общих дисков (см. фиг. 3,9 и 21).The impellers of the fans are made in the form of rings and are rotationally driven in opposite directions to stabilize the torque. Turbine blades and fan blades are located on common disks oriented relative to the aircraft body by annular support units of gas-lubricated plain bearings, which ensure the connection of both halves of the body into a single unit (see Fig. 3). On the impellers, the fan blades are located in the peripheral, and the turbine blades are located on the internal contours of the common disks (see Figs. 3.9 and 21).

Рабочий газ к лопаткам турбин поступает по кольцевому каналу от газотурбинного двигателя.The working gas to the turbine blades comes through an annular channel from a gas turbine engine.

На выходе из вентилятора и турбины расположены взаимосвязанные между собой определенным передаточным соотношением газовые рули управления, предназначенные для создания управляющих усилий при пилотировании летательного аппарата.At the outlet of the fan and turbine are located gas control wheels interconnected by a certain gear ratio, designed to create control efforts when piloting an aircraft.

Подшипники скольжения на газовой смазке опорных узлов осевой и радиальной ориентации рабочих колес турбовентиляторов выполнены с учетом использования сжатого воздуха, отбираемого за компрессором газотурбинного двигателя.Slide bearings on gas lubrication of the support units of the axial and radial orientation of the turbofan impellers are made taking into account the use of compressed air taken from the compressor of the gas turbine engine.

Таким образом, в целом схема предлагаемого двигателя представляет собой схему двухконтурного газотурбинного двигателя с очень большой степенью двухконтурности, в котором основная доля силы тяги создается вентилятором.Thus, in general, the scheme of the proposed engine is a double-circuit gas turbine engine with a very large bypass ratio, in which the main part of the traction force is created by the fan.

Увеличение расхода воздуха вызывает увеличение диаметра и массы вентилятора, которые при больших степенях двухконтурности в существующих схемах двигателей летательных аппаратов вертикального взлета и посадки увеличиваются быстрее, чем тяга. В предлагаемой схеме за счет использования турбовентиляторов с опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке этот недостаток исключается. В результате удельный вес турбовентиляторной силовой установки с увеличением степени двухконтурности не увеличивается, а наоборот снижается.An increase in air consumption causes an increase in the diameter and mass of the fan, which, with large degrees of bypass in existing engines schemes for aircraft of vertical take-off and landing, increase faster than draft. In the proposed scheme due to the use of turbofan with the support units of sliding bearings with gas lubrication, this disadvantage is eliminated. As a result, the specific gravity of a turbofan propulsion system does not increase with an increase in the bypass ratio, but rather decreases.

бb

В предлагаемой схеме летательного аппарата степень двухконтурности ограничивается только характеристиками турбореактивного двигателя-газогенератора (см. фиг. 21).In the proposed aircraft design, the bypass ratio is limited only by the characteristics of the turbojet engine-gas generator (see Fig. 21).

. Большое влияние на тягу турбовентиляторной силовой установки оказывают потери полного давления во входном и выходном устройствах вентилятора. Поэтому входное и выходное устройства вентилятора выполнены с учетом равномерного подвода воздуха к его лопаткам за счет использования кольцевого периферийного обода.. A great influence on the thrust of a turbofan power plant is exerted by the loss of full pressure in the inlet and outlet devices of the fan. Therefore, the input and output devices of the fan are made taking into account the uniform supply of air to its blades through the use of an annular peripheral rim.

Потери полного давления на скоростях поступательного движения (250-350 км/ч) при выбранной конфигурации предлагаемого летательного аппарата (сфера) могут составить не более 1,5-2,0%.Loss of total pressure at translational speeds (250-350 km / h) with the selected configuration of the proposed aircraft (sphere) can be no more than 1.5-2.0%.

Для обеспечения высокого КПД турбины в предлагаемой схеме за счет ограничения расширения выхлопных газов турбореактивного двигателя в кольцевом патрубке (кессоне) подвода газов к турбине турбовентилятора предусмотрено сохранение площади проточной части перед турбиной. Учитывая, что потери полного давления в кольцевом патрубке могут достичь до 810%, равенство площадей проточной части дает возможность максимально эффективно использовать свободную энергию газов турбореактивного двигателя для достижения необходимой мощности турбовентиляторной силовой установки при оптимально-допустимых оборотах роторов турбовентилятора.To ensure high efficiency of the turbine in the proposed scheme due to the restriction of the expansion of exhaust gases of the turbojet engine in the annular pipe (caisson) of the gas supply to the turbofan turbine, it is provided that the flow area in front of the turbine is maintained. Given that the total pressure loss in the annular pipe can reach up to 810%, the equality of the flow area makes it possible to use the free energy of the gases of the turbojet engine as efficiently as possible to achieve the required power of the turbofan propulsion system at the optimum allowable speed of the turbofan rotors.

На фиг. 1 и 2 изображен общий вид летательного аппарата; на фиг. 3 - опорные узлы турбовентилятора с подшипниками скольжения на газовой смазке; на фиг. 4 верхнее кольцо опорного узла подшипников скольжения со специальным покрытием и лопатками соплового аппарата, в плане: на фиг. 5 - узел I на фиг. 4 (верхнее кольцо подшипника скольжения): на фиг. 6 - лопатка соплового аппарата турбины: из фиг. 7 сечение А-А на фиг. 5, соединительное ребро (лопатки) верхнего кольца подшипника скольжения: на фиг. 8 - кольцевой диск турбовентилятора без лопаток турбины и вентилятора, в плане; на фиг. 9 - узел II на фиг. 8 (кольцевой диск турбовентилятора с лопатками турбины и вентилятора); на фиг. 10 - торцевое кольцо опорного узла подшипника скольжения радиальной ориентации без лопаток турбины, в плане; на фиг. 11’ узел III на фиг. 10 (торцевое кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации): на фиг. 12 - кольцо подшипника скольжения . радиальной ориентации со специальным покрытием, в плане; на фиг. 13 - узел II на фиг. 12 (кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации (вид М)); на фиг. 14 узел II на фиг. 12 (вид Н); на фиг. 15 промежуточное кольцо опорного узла подшипников скольжения со специальным покрытием, в плане; на фиг. 16 -- узел V на фиг. 15 (промежуточное кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации); на фиг. 17 - кольцевой патрубок подвода выходящих газов турбореактивного двигателя к лопаткам турбин турбовентилятора, в плане; на фиг. 18 - кольцевой патрубок подвода выхлопных газов, в аксонометрической проекции; на фиг. 19 - ребро жесткости кольцевого патрубка; на фиг. 20 - коллектор подвода сжатого воздуха от компрессора турбореактивного двигателя к кольцам опорных узлов подшипников скольжения; на фиг. 21 - расчетная схема силовой установки без смешения потоков.In FIG. 1 and 2 depict a General view of the aircraft; in FIG. 3 - support nodes of a turbofan with sliding bearings with gas lubrication; in FIG. 4 the upper ring of the bearing assembly of plain bearings with a special coating and the blades of the nozzle apparatus, in the plan: in FIG. 5 - node I in FIG. 4 (upper ring of the plain bearing): in FIG. 6 - the blade of the nozzle apparatus of the turbine: from FIG. 7, section AA in FIG. 5, the connecting rib (blades) of the upper ring of the plain bearing: in FIG. 8 - ring disk turbofan without turbine blades and fan, in plan; in FIG. 9 - node II in FIG. 8 (turbofan annular disk with turbine and fan blades); in FIG. 10 - end face of the support unit of a plain bearing of radial orientation without turbine blades, in plan; in FIG. 11 ’node III in FIG. 10 (radial orientation plain bearing): in FIG. 12 - slip bearing ring. radial orientation with a special coating, in plan; in FIG. 13 - node II in FIG. 12 (radial orientation sliding bearing ring (type M)); in FIG. 14 node II in FIG. 12 (view H); in FIG. 15 intermediate ring of the bearing assembly of plain bearings with a special coating, in plan; in FIG. 16 - node V in FIG. 15 (intermediate ring of a plain bearing of radial orientation); in FIG. 17 - annular pipe for supplying exhaust gases of a turbojet engine to the turbine fan blades, in plan; in FIG. 18 - annular pipe for supplying exhaust gases, in axonometric projection; in FIG. 19 - stiffener of the annular pipe; in FIG. 20 - a manifold for supplying compressed air from a turbojet compressor to the rings of the bearing units of the bearings; in FIG. 21 is a design diagram of a power plant without mixing flows.

Летательный аппарат состоит из верхней полусферической части 1 корпуса, входного устройства, турбореактивного двигателя 2, аварийно-спасательного парашюта 3, отсека 4 для пассажиров, кабины 5 пилотов, турбореактивного двигателя 6, остекления 7 кабины пилотов, кольцевого патрубка 8 подвода выхлопных газов турбореактивного двигателя к лопаткам турбин турбовентилятора, топливных баков 9. соосных несущих турбовентиляторов 10, газовых рулей 11 управления летательным аппаратом, нижней основной полусферической части 12 корпуса для размещения грузов, приборного, электрического и радиоэлектронного оборудования систем летательного аппарата, лопаток вентиляторов 13 турбовентилятора, лопаток турбин 14 турбовентилятора, верхнего кольца 15 опорного узла подшипников скольжения, промежуточного кольца 16 опорного узла подшипников скольжения, нижнего кольца 17 опорного узла подшипников скольжения,торцевого кольца 18 опорного узла подшипников скольжения радиальной ориентации, коллектора 19 подвода сжатого воздуха от компрессора турбореактивного двигателя к кольцам опорных узлов подшипников скольжения с фланцем крепления 20, трубой подвода 21 и компенсаторами 22 теплового расширения, специальных протектированных покрытий на основе углеграфита 23 верхнего, промежуточного, нижнего колец опорного узла подшипников скольжения осевой ориентации и колец опорных узлов подшипников скольжения радиальной ориентации, органов приземления 27, радиолокатора 28, кольцевого периферийного предохранительного обода 29, грузового и пассажирского люков 30, ребер соединения кольцевого предохранительного обода с корпусом 31, иллюминаторов 32.The aircraft consists of the upper hemispherical part 1 of the hull, the input device, the turbojet engine 2, the emergency rescue parachute 3, the compartment 4 for passengers, the cockpit of 5 pilots, the turbojet engine 6, the glazing 7 of the cockpit, the annular pipe 8 for supplying exhaust gases of the turbojet engine to turbine fan turbine blades, fuel tanks 9. coaxial load-bearing turbofans 10, gas rudders 11 for controlling the aircraft, lower hemispherical main body part 12 for housing in, instrumentation, electrical and electronic equipment of aircraft systems, fan blades 13 for turbofan, turbine blades 14 for turbofan, upper ring 15 of the plain bearing assembly, intermediate ring 16 of the plain assembly of plain bearings, lower ring 17 of the plain assembly of plain bearings, end ring 18 of the plain of a bearing assembly of radial orientation bearings, manifold 19 for supplying compressed air from a turbojet engine compressor to the rings of the bearing support assemblies sliding with the mounting flange 20, the supply pipe 21 and the expansion joints 22, special protected coatings based on carbon graphite 23 of the upper, intermediate, lower rings of the axial orientation plain bearings and rings of the radial orientation plain bearings, landing bodies 27, radar 28, an annular peripheral safety rim 29, cargo and passenger hatches 30, fins connecting the annular safety rim with the housing 31, portholes 32.

Принцип работы турбовентиляторной силовой установки с опорными узлами подшипников скольжения на газовой смазке осевой и радиальной ориентации заключается в следующем. Во время запуска турбореактивного двигателя роторы турбовентилятора 10 покоятся на промежуточном 16 и нижнем 17 кольцах опорного узла подшипников скольжения осевой ориентации. Верхнее 15, нижнее 17, промежуточное 16 кольца подшипников скольжения осевой ориентации и опорное кольцо подшипника скольжения радиальной ориентации 26 покрыты специальным слоем из композиционного материала на основе углеграфита 23.The principle of operation of a turbofan power plant with the support units of sliding bearings on gas lubrication of axial and radial orientation is as follows. During the start of the turbojet engine, the rotors of the turbofan 10 are resting on the intermediate 16 and lower 17 rings of the axial-orientation plain bearing support assembly. The upper 15, lower 17, intermediate 16 rings of bearings of axial orientation and the support ring of a bearing of radial orientation 26 are coated with a special layer of composite material based on carbon graphite 23.

После запуска турбореактивного двигателя и выхода на малый сжатый воздух от компрессора по трубопроводам подвода 21 и компенсаторам 22 теплового расширения коллектора 19 поступает в распределительные каналы верхнего, нижнего и промежуточного колец опорных узлов подшипников скольжения осевой и радиальной ориентации и изолирует трущиеся детали, т.е. верхнее, промежуточное и нижнее кольца опорного узла осевой ориентации и кольцевые диски турбовентилятора, а также опорное кольцо 26 подшипника скольжения радиальной ориентации и опорное торцевое кольцо 18 друг от друга воздушной подушкой (фиг,-9 и 10). Освободившись от сил трения в осевом и радиальном направлениях под воздействием выхлопных газов турбореактивного двигателя на лопатки турбин, роторы турбовентилятора начинают раскручиваться в противоположных направлениях, создавая подъемную силу. При увеличении оборотов турбореактивного двигателя увеличиваются обороты роторов турбовентилятора и соответственно подъемная сила.After starting the turbojet engine and reaching the small compressed air from the compressor through the supply pipes 21 and expansion joints 22 of the thermal expansion of the collector 19, it enters the distribution channels of the upper, lower and intermediate rings of the axial and radial bearings of the sliding bearings and insulates the friction parts, i.e. the upper, intermediate and lower rings of the axial orientation support unit and the turbofan annular disks, as well as the support ring 26 of the radial orientation sliding bearing and the support end ring 18 from each other with an air cushion (Figs. -9 and 10). Freed from the friction forces in the axial and radial directions under the influence of the exhaust gases of the turbojet engine on the turbine blades, the turbofan rotors begin to spin in opposite directions, creating a lifting force. With an increase in the speed of a turbojet engine, the speed of the turbofan rotors increases and, accordingly, the lifting force.

Подъем и спуск летательного аппарата осуществляется за счет увеличения или уменьшения оборотов турбореактивного двигателя.The aircraft is raised and lowered by increasing or decreasing the speed of a turbojet engine.

Управление эволюциями летательного аппарата в воздухе осуществляется с помощью рулей 11, размещенных одновременно в потоках выхлопных газов турбореактивного двигателя за турбиной турбовентилятора и воздуха за вентиляторами.The evolution of the aircraft in the air is controlled by means of rudders 11 located simultaneously in the exhaust gas flows of the turbojet engine behind the turbofan turbine and air behind the fans.

Выхлопные газы турбореактивного двигателя, проходя кольцевое реактивное со пло, выбрасываются в атмосферу, создавая дополнительную подъемную силу (см. фиг. 5 и 6).The exhaust gases of a turbojet engine passing through an annular jet plane are emitted into the atmosphere, creating additional lifting force (see Figs. 5 and 6).

Конструкции верхней и нижней основной полусферических частей корпуса летательного аппарата цельнометаллические, каркасной схемы со шпангоутами, стрингерами и обшивкой из легких алюминиевых сплавов.The structures of the upper and lower main hemispherical parts of the hull of the aircraft are all-metal, frame structure with frames, stringers and lining of light aluminum alloys.

Верхняя часть корпуса выполнена герметичной, предусматривает возможность отделения от основной нижней части и спуск ее на (аварийно-спасательном) парашюте при аварийной остановке или отказе турбореактивного двигателя. Аварийно-спасательный парашют снабжен стандартными твердотопливными ракетными двигателями мягкой посадки, укладывается в верхней отделяемой части корпуса в специальном контейнере. При подаче команды на аварийное отделение спускаемой части корпуса одновременно срабатывают пиропатроны выброса вытяжного парашюта и отстрела замков крепления отделяемой части к основной нижней части корпуса.The upper part of the body is sealed, provides for the possibility of separation from the main lower part and its descent on the (emergency rescue) parachute in case of emergency stop or failure of the turbojet engine. The emergency rescue parachute is equipped with standard solid-propellant rocket engines of soft landing, placed in the upper detachable part of the hull in a special container. When a command is sent to the emergency compartment of the descent part of the hull, the squibs for ejecting an exhaust parachute and firing locks for securing the detachable part to the main lower part of the hull simultaneously fire.

Лопатки вентиляторов 13 выполнены из композиционных материалов на основе углепластиков, к кольцевым дискам 24 турбовентилятора крепятся замками типа ласточкин хвост” (см. фиг. 8).The blades of the fans 13 are made of composite materials based on carbon fiber reinforced plastic, dovetail locks are attached to the ring disks 24 of the turbofan ”(see Fig. 8).

Лопатки турбин 14 турбовентилятора выполнены из жаропрочного материала, на торцах имеют замки типа ласточкин хвост для соединения с кольцевыми дисками роторов и торцевыми кольцами 18 подшипников скольжения радиальной ориентации (см. фиг. 8 и 9).The blades of the turbofan 14 of the turbofan are made of heat-resistant material, at the ends they have dovetail locks for connecting with the rotor ring disks and the end rings 18 of the radial orientation bearings (see Figs. 8 and 9).

Диски роторов турбовентилятора, промежуточное, верхнее, нижнее кольца опорных узлов подшипников скольжения осевой ориентации и опорные торцевые кольца 18 и опорное кольцо 26 подшипников скольжения радиальной ориентации выполнены из титановых сплавов.The disks of the turbofan rotors, the intermediate, upper, lower rings of the support units of the axial-orientation sliding bearings and the support end rings 18 and the support ring 26 of the radial-orientation sliding bearings are made of titanium alloys.

Органы приземления 27 выполнены поLanding Bodies 27

3-опорной схеме с одним нетормозным и двумя тормозными колесами.3-way design with one non-brake and two brake wheels.

Управление движением летательного аппарата на земле осуществляется проворотом рулей, связанных системой обратной связи с управляемым колесом. В полете все три колеса убираются в корпус летательного аппарата.The movement of the aircraft on the ground is controlled by turning the rudders connected by a feedback system with a steered wheel. In flight, all three wheels retract into the aircraft body.

Летательный аппарат высокоманеврен за счет расположения центра тяжести на оси вращения турбовентилятора, надежен и экономичен в эксплуатации, малошумен, имеет низкую температуру выхлопных газов, что исключает повреждение травяного покрытия при посадке на грунтовые взлетно-посадочные площадки.The aircraft is highly maneuverable due to the location of the center of gravity on the axis of rotation of the turbofan, reliable and economical in operation, low noise, has a low exhaust temperature, which eliminates damage to grass cover when landing on unpaved runways.

Claims (1)

Формула изобретения Летательный аппарат вертикального взлета и посадки, содержащий корпус для размещения экипажа, пассажиров, грузов и оборудования бортовых систем, газотурбинный двигатель, топливные баки, органы управления и приземления, отличающийся тем, что, с целью повышения грузоподъемности при минимальных габаритах и массе, повышения эксплуатационных характеристик и надежности, корпус выполнен сферическим и быстроразъемным на 15 две части в горизонтальной плоскости и снабжен соосными несущими турбовентиляторами противоположного вращения, сориентированными в осевом и радиальном направлениях кольцевыми опорными узла5 ми подшипников скольжения на газовой смазке, обеспечивающими соединение обеих частей сферического корпуса в плоскости разьема, при этом верхняя отделяемая часть корпуса выполнена герметичной, 10 снабжена предохранительным ободом, образующим кольцевой канал турбовентиляторов, и парашютной системой аварийного спуска, а нижняя часть корпуса снабжена рулями управления полетом, размещенными в потоках выхлопных газов за турбиной и воздуха за вентиляторами.The formula for the invention A vertical take-off and landing aircraft, comprising a housing for accommodating the crew, passengers, cargo and equipment of on-board systems, a gas turbine engine, fuel tanks, controls and landing, characterized in that, in order to increase the carrying capacity with minimal dimensions and weight, increase operational characteristics and reliability, the casing is made spherical and quick-disconnect into 15 two parts in the horizontal plane and is equipped with coaxial bearing turbofans opposite rotation, axially and radially oriented annular support assemblies of 5 lubricated gas lubricated bearings, providing connection of both parts of the spherical housing in the plane of the connector, while the upper detachable part of the housing is sealed, 10 is equipped with a safety rim forming the annular channel of the turbofan, and a parachute emergency descent system, and the lower part of the hull is equipped with flight control rudders placed in the exhaust gas flows behind the turbine and air behind the valve yora. Фиг.2Figure 2 О 20 19About 20 19 Фиг. 3FIG. 3 II Фиг.17Fig.17 XX