Самолёт вертикального взлёта и посадки

Самолёт вертикального взлета и посадки  фирмы 

McDonnell Douglas, штурмовик AV-8B+ Harrier II

Самолёт вертикального взлёта и посадки, общепринятое сокращение — СВВП или англ. VTOL — Vertical Take-Off and Landing — самолёт, способный взлетать и садится при нулевой горизонтальной скорости, используя тягу двигателя.

       Принципиальным отличием СВВП от различных винтокрылых машин является то, что в режиме горизонтального полета, как и у самолёта традиционной схемы, подъемную силу создает крыло. FAA определяет СВВП как «летательный аппарат тяжелее воздуха, способный к вертикальному взлету и посадке, полету на малых скоростях, который на указанных режимах использует устройства для создания подъемной силы, приводимые двигателем или непосредственно тягу двигателя: а в режиме горизонтального полета для создания подъемной силы использует неподвижное крыло или крылья». Существуют, однако, различные подходы к классификации СВВП и отнесения различных летательных аппаратов к этой группе.

       Условно (исходя из принципа создания подъемной силы на вертикальных режимах) существующие СВВП можно разделить на аппараты, использующие энергию газовой струи реактивного двигателя - реактивные -(McDonnell Douglas AV-8 Harrier II , Як-38) и другие схемы СВВП, создающих вертикальную тягу посредством воздушных винтов различной конструкции и схемы их расположения (винтовые СВВП, конвертопланы, например Bell V-22 Osprey). 
 

Введение

      В настоящее время рынки авиационной техники полностью поделены и выход на них с новыми изделиями весьма затруднителен и сопряжен с колоссальными затратами. В этих условиях наиболее целесообразным представляется путь создания конкурентоспособных изделий за счет резкого улучшения некоторых технических характеристик без снижения (или с незначительным снижением) остальных. Определяющим при выборе характеристик для такого улучшения должен стать качественный рост потребительских свойств создаваемого образца авиационной техники по сравнению с имеющимися на рынке.  

       На сегодняшний день самыми востребованными, с этой точки зрения, являются взлетно-посадочные характеристики (ВПХ) самолетов. Это определяется тем, что они оказывают сильное влияние на:

1. Безопасность  прохождения самых опасных этапов полета - взлета и посадки.

2. Расположение  аэродромов (их удаленность от  потребителя) и их количество.

3. Размеры потребных  взлетно-посадочных полос (ВПП)  и их характеристики.

4. Нагрузки на  самолет при посадке, а следовательно и на его весовое совершенство.

5. Экологию и  комфортность людей, проживающих  вблизи аэродрома.

6. Требования  к уровню подготовки пилотов.

7. Затраты на  обеспечение безопасности полетов.

       Представленная технология может позволить создать конкурентоспособный самолет за счет значительного улучшения его взлетно-посадочных характеристик.

Для того чтобы  самолёты с вертикальным взлётом  и посадкой стали конкурентноспособными  в сравнении с традиционными  крылатыми машинами, надо делать их бипланами. 

       Несмотря на очевидные преимущества, самолёты с вертикальным взлётом и посадкой (СВВП) до настоящего времени не стали массовым средством передвижения.

       Такие самолёты есть, но они пока применяются только в военной области, в частности в авианосной авиации. Могут спросить, а зачем создавать подобные самолёты, когда есть вертолёты, которые обладают свойством вертикального взлёта и посадки? Это верно. Но дело в том, что вертолёты значительно уступают самолётам по многим показателям, например скорости, грузоподъёмности, дальности полёта, да и стоимость полёта у них великовата, как, впрочем, и у современных СВВП. В коммерческих перевозках с такими затратами можно вылететь в трубу.

       Основная причина высокой стоимости полёта вертолёта и СВВП заключается в том, что величина подъёмной тяги для вертикального полёта значительно больше, чем для полёта горизонтального. В самолёте подъёмная сила создаётся аэродинамическим крылом или крыльями. Энергия двигателя необходима только для обеспечения горизонтального движения самолёта, в результате которого на его крыльях и возникает подъёмная сила. В вертолёте энергия двигателя через несущий винт обеспечивает как подъёмную, так и пропульсивную силу, определяющую его горизонтальное движение. Поэтому и мощность двигателя при одинаковом весе должна быть существенно выше у вертолёта. 

Одни  из первых в мире самолётов ВВП

«Мираж» III—V и «Бальзак».

Испытания. 1962 год. 

      Работы по созданию СВВП ведутся давно и ускорились после появления

турбореактивных двигателей (ТРД) в 1950-х гг. Конечно, были попытки использовать для вертикального  подъёма и посадки и другие механизмы, например воздушные винты  в самолётах с вертикальным положением фюзеляжа при взлёте, но они были свёрнуты из-за трудностей технического обслуживания и управления при взлёте и посадке. Тем не менее различными фирмами было создано достаточно много конструкций СВВП, в которых реализовывался один из трёх принципов вертикального взлёта и посадки: реактивный, воздушно-винтовой и турбовентиляторный. Одни СВВП имели достаточно удачные конструктивные решения и использовались на протяжении ряда лет в качестве экспериментальных, а некоторые даже были приняты на вооружение, другие после завершения программы испытаний передавались в музеи или списывались. Так, например, самолёт Х-14А фирмы «Белл» был выпущен в 1957 г. в нескольких экземплярах, оснащён двумя двигателями J85-GE5 с поворотными соплами и длительное время использовался для оценки лётных качеств СВВП ( Данные по экспериментальным СВВП взяты из книги К.Хаффер, Г.Закс «Техника вертикального взлёта и посадки». М. Машиностроение, 1985 г). Самолёт SC-1 фирмы «Шорт» был выпущен в двух экземплярах и выполнил более 900

испытательных полётов. Он был оснащён четырьмя двигателями RB 108 для создания вертикальной тяги и одним таким же двигателем для горизонтального полета.

Французская фирма  «Дассо» разработала в 1962 г. экспериментальный  СВВП «Бальзак» по этой же схеме.

      Вертикальная тяга обеспечивалась восемью двигателями RB 108, а горизонтальный полёт — двигателем «Орфей 803» фирмы «Бристоль-Сиддли». После двух аварий в 1965 и 1966 гг. были начаты испытания двух аналогичных самолётов III V-1 и III V-2, но с более мощными двигателями с форсажными камерами. Самолёт III V-2 первым из СВВП достиг сверхзвуковой скорости с числом Маха больше 2,0.

       Английская фирма «Хоукер» построила самолёт Р-1127 с двигателем «Пегас» фирмы «Бристоль-Сиддли», расположенным в средней части фюзеляжа. Двигатель был оснащён четырьмя поворотными соплами, два передних сопла были связаны со вторым контуром двигателя, а два задних - с основным контуром. Проведённые испытания оказались весьма успешными, и на основе этого экспериментального самолёта был разработан СВВП «Хар-риер» с более мощным двигателем. Эта схема получила дальнейшее развитие, на его основе были созданы СВВП для Вооруженных сил Великобритании и США.

       Немецкая фирма «EWR-Зюд» выпустила два опытных образца VJ 101 C-X1 и VJ 101 C-X2. В первом самолёте маршевые двигатели размещались в поворотных мотогондолах и при вертикальном полёте вместе с неподвижными подъёмными двигателями создавали вертикальную тягу. Во втором опытном образце маршевые двигатели снабжались форсажными камерами, которые использовались как при вертикальном полёте, так и при горизонтальном, что позволяло достигать сверхзвуковой скорости. Интерес представляет самолёт Do31 фирмы «Дорнье», который проектировался как транспортный.  
 

Транспортный  СВВП Dornier Do.31 

       Самолёт оснащался двумя маршевыми двигателями, снабжёнными поворотными соплами, которые обеспечивали при взлёте и посадке вертикальную тягу. Кроме того, самолёт имел восемь подъёмных двигателей, размещённых по четыре в двух гондолах на концах крыла. Были построены два опытных образца. Всесторонние испытания прошли успешно, было установлено несколько рекордов, но в 1969 г. работы были свёрнуты.

      Все рассмотренные выше СВВП выполняли вертикальный полёт на основе реактивной тяги с помощью неподвижных ТРД, поворотных двигателей или сопел. Фирма «Райан» (США) пошла по принципиально иному пути. Она спроектировала и построила самолёт XV-5A, в котором вертикальный полёт обеспечивался двумя турбовентиляторами, размещёнными в крыле. В качестве газогенераторов использовались маршевые ТРД. В самолёте XV-5A турбовентиляторы были установлены в крыле неподвижно и не могли изменять вектор тяги, поэтому выполняли функции только вертикального полёта. Применение турбовентиляторов позволило увеличить тягу маршевых двигателей более чем вдвое.

       В США разрабатывались также СВВП и на воздушно-винтовой тяге, которая по ряду показателей имеет существенные преимущества перед реактивной тягой, прежде всего по экономичности и шуму. Бесспорным лидером этих разработок следует считать фирму «Белл». В конечном итоге её разработки привели к созданию серийного конвертоплана CV-22B «Оспри»" (Данные по конвертоппану «Оспри» здесь и далее взяты из журнала «Взлёт«, №10. 2006 г) , принятого Пентагоном на вооружение. В конвертоплане CV-22B взлёт и посадка обеспечиваются двумя воздушными винтами диаметром 11,6 м с приводом от двигателей, расположенных в поворотных гондолах на концах крыла. После взлёта ПА гондолы с винтами переводятся в горизонтальное положение, и конвертоплан обретает самолётный облик. Воздушные винты такого размера не позволяют конвер-топлану взлетать и садиться «по-самолётному», поэтому CV-22B самолётом является только в горизонтальном полёте, а на земле он имеет облик вертолёта.

       В приведённом кратком обзоре упомянуты, конечно, не все разработки СВВП, названы только основные, с помощью которых реализованы существующие в настоящее время принципы создания самолётов с вертикальным взлётом и посадкой. Этот краткий перечень показывает, что поиски технических решений вертикального взлёта и посадки ЛА самолётного типа вели и ведут в настоящее время авиационные фирмы, обладающие достаточно большим научным и техническим потенциалом. И, тем не менее, они достигли только частичного успеха. Ни в одном случае СВВП по показателю грузоподъёмности даже не приблизились к обычным аэродромным самолётам. То же самое можно сказать и об экономической стороне ЛА этого класса. Особенно высокая стоимость характеризует СВВП на реактивной тяге. СВВП на турбовентиляторной тяге в вертикальном полёте выглядит намного лучше реактивных СВВП. Турбовентиляторная тяга в несколько раз эффективнее реактивной тяги, что позволяет применять в этом случае маршевые двигатели без переразмеренности и наилучшим образом увязать требования большой тяги при вертикальном полёте и умеренной (самолётной) тяги в горизонтальном маршевом полёте. Эта особенность турбовентиляторной тяги позволяет получить экономику полёта СВВП, примерно равной экономике аэродромных самолётов.

       Использование техники СВВП с винтовыми двигателями на первый взгляд сулит неплохие возможности.

       Воздушные винты создают тягу при относительно малой скорости воздушной струи и большом массовом расходе в единицу времени. Поэтому их КПД значительно выше, чем реактивного двигателя. Имеются и другие положительные качества. Однако СВВП с поворотными несущими винтами имеют один крупный недостаток. При повороте винтов при переходе из вертикального режима полёта в горизонтальный возможна потеря управляемости с весьма тяжёлыми последствиями. 

       Таким образом, для создания транспортно-пассажирских СВВП остаются пригодными реактивный и турбовентиляторный принципы вертикального полёта. По надёжности СВВП, созданные на основе этих принципов, не уступают обычным аэродромным самолётам. Однако по другим показателям, таким как стоимость вертикального полёта, уровень шума, реактивные СВВП оказываются в безнадёжном проигрышном положении, чего нельзя сказать о турбовентиляторных СВВП. Последние по этим показателям не уступают аэродромным самолётам. Но здесь возникает другая проблема: недостаточная грузоподъёмность.

       Весовой нагрузкой, например, для авианосного СВВП является бортовое вооружение, включающее ракеты, пушки, пулемёты и др. Два подъёмных вентилятора СВВП XV-5A хорошо справляются с этой нагрузкой, но для коммерческих ЛА этого крайне мало. В подъёмных турбовентиляторных системах грузоподъёмность определяется величиной развиваемой ими вертикальной тяги, а величина тяги пропорциональна массовому расходу воздуха в единицу времени, протекающему через проходные сечения турбовенти-ляторов. Увеличить массовый расход можно либо путём увеличения площади проходного сечения, либо путём увеличения числа турбовентиляторов на крыле ЛА. Но и тот, и другой путь в рассматриваемом случае неосуществимы. Основным назначением аэродинамического крыла является обеспечение горизонтального полёта ПА. Крыло должно быть прочным и содержать достаточные внутренние обьёмы для расположения исполнительных устройств механизации крыла, а часто и топливных ёмкостей. Увеличение грузоподьёмности СВВП за счёт уменьшения внутренних обьёмов крыла приведёт к ухудшению многих его качеств. Поэтому установка в крыле только двух турбовентиляторов, как это сделано в самолёте XV-5A, является оптимальным вариантом, и сколько-нибудь заметно увеличить грузоподъёмность рассматриваемой схемы подъёмно-несущих плоскостей СВВП XV-5A невозможно. Выходит, и здесь тупик. В этом варианте - да, но в принципе — нет.

       Тупиковой ситуация является только при попытке решить две принципиально разные задачи на основе одного конструктивного элемента. При этих условиях взаимный ущерб неизбежен. Основным недостатком аэродинамического крыла со встроенными турбо-вентиляторами является совмещение в одном конструктивном элементе двух принципиально различных, а в данном случае и противоречивых функциональных назначений или свойств вертикального и горизонтального полёта. Если вместо одного конструктивного элемента - крыла самолёта, сделать два, можно без взаимного ущерба найти решения и одной, и другой задачи, т.е. и вертикального, и горизонтального полёта. Иными словами, нужно избавить аэродинамическое крыло от турбовентиляторов и разместить их на отдельной несущей плоскости с основной функцией обеспечения вертикального полёта, т.е. вернуться к почти забытой схеме биплана, правда с иным назначением нижнего крыла. А для верхнего аэродинамического крыла оставить традиционную функцию обеспечения только горизонтального полёта. Если к тому же нижнюю турбовентиляторную плоскость выполнить поворотной, как, например, в самолётах с изменяемой геометрией, и при горизонтальном полёте убирать её в фюзеляж, по крайней мере, в транспортных и скоростных самолётах, можно считать, что задача создания безаэродромной транспортно-пассажирской авиации будет решена. Самолёты же с вертикальным взлётом и посадкой могут приземляться практически в любом месте. Это означает, что для воздушных перевозок грузов и пассажиров возможно создать широчайшую сеть, так сказать, авиаполустанков и доставлять грузы и людей непосредственно на места назначения. Правда, за это нужно будет немного приплачивать, так как взлёт и посадка на любых типах ЛА стоит дороже, чем горизонтальный полёт, но для биплановых СВВП овчинка, несомненно, выделки стоит. Биплановые СВВП не содержат переразмеренных двигателей, поэтому стоимость их полёта в любом режиме будет не дороже аэродромных ЛА.

       На такого рода биплановый безаэродромный самолёт Федеральной службой по интеллектуальной собственности, патентам и товарным знакам Российской Федерации автору выдан патент RU 2276043 С2 «Безаэродромный летательный аппарат (варианты), механизм управления безаэродромным летательным аппаратом». Изобретение относится к ЛА со свойствами самолёта и вертолёта. ЛА выполнен по схеме биплан с нижней подъёмно-несущей в вертолётном режиме плоскостью, содержащей полуплоскости с встроенными турбовентиляторами с управляемым вектором тяги с газовым приводом от маршевых турбореактивных двигателей в качестве газогенераторов. Безаэродромный ЛА или биплановый безаэродромный самолёт (БАС) выполнен в трёх вариантах: с поворотной, неподвижной и подвесной нижними подъёмно-несущими плоскостями. Верхняя плоскость представляет собой обычное самолётное крыло, подъёмная сила на котором возникает при определённой горизонтальной скорости. Вариант с поворотными турбовентиляторными полуплоскостями предназначен для применения в скоростных БАС с большой и средней грузоподъёмностью. После взлёта и набора необходимой горизонтальной скорости, турбовентиляторные полуплоскости убираются в бортовые ниши фюзеляжа, и маршевые двигатели обеспечивают ЛА

обычную самолётную скорость порядка 700 — 800 км/ч и более  и дальность полёта 1500 — 3000 км.

       Варианты с неподвижной и подвесной турбовентиляторными плоскостями рассчитаны на несколько меньшую скорость и дальность полёта, как и грузоподъёмность. Эти БАС более пригодны для местных авиапиний, а также для личных ЛА, как, например, автомобили, особенно вариант с подвесными турбовентиляторными плоскостями. Для создания продольной тяги после вертикального взлёта ЛА и перехода к горизонтальному полёту турбовентиляторы снабжены механизмом поворота на некоторый угол вокруг поперечной относительно ЛА оси и изменения таким образом вектора тяги. Надёжность функционирования нижних подъёмно-несущих плоскостей обеспечивается путём объединения трубопроводов от маршевых двигателей-газогенераторов в единую газопроводную систему. Поэтому при выходе из строя одного из ТРД в вертолётном режиме, вертикальный полёт может быть продолжен, т.е. ЛА может продолжать взлёт, посадку или другой вертолётный манёвр. Механизм управления БАС в вертолетном режиме содержит хвостовой турбореактивный двигатель, рулевые сопла которого связаны с единой газоструйной системой с возможностью управления ЛА в вертикальной и горизонтальной плоскостях полёта.

      Безаэродромный самолёт показан с двумя маршевыми двигателями может быть и больше, в зависимости от требуемой грузоподъёмности ЛА.

        Безаэродромный самолёт по сравнению с СВВП будет обладать большей безопасностью полёта, большей грузоподъёмностью и стоимостью эксплуатации, близкой к обычным аэропланам.

       Управление полётом БАС в вертолётном режиме осуществляется с помощью отдельного ТРД , размещённого в хвостовой части фюзеляжа и снабжённого выдвижными воздухозаборниками . Выходная часть ТРД 17 представляет собой двойное разветвляющееся сопло. На позиции а) верхнее и нижнее сопла закрыты газовыми заслонками  и , и газовый поток проходит через осевое сопло, т.е. управляющее действие отсутствует. Нижнее сопло открыто, а осевое и верхнее сопла закрыты, вследствие чего хвостовая часть ЛА отклоняется вверх. На позиции в) газовые заслонки 21 и 22 закрывают нижнее и осевое сопла, газовый поток выходит через верхнее сопло и отклоняет хвостовую часть ЛА вниз. При закрытых верхнем и нижнем соплах управляющее действие, как было отмечено выше, отсутствует, но под действием газового потока через осевое сопло ЛА будет перемещаться вперёд. Если подобный эффект необходимо исключить, заслонки и переводятся в заднее положение, как показано на позиции, и запирают осевое сопло. Реактивные моменты верхнего и нижнего сопел при этом взаимно компенсируются, управляющее действие отсутствует, но отсутствует и продольная тяга ТРД.

       Газоструйная система управления БАС в горизонтальной плоскости представляет собой сопло с отклоняющимися створками, ось вращения которых расположена на вращающемся вокруг осевого сопла кольце. В рассматриваемом примере при наличии рассмотренной ранее системы управления ЛА в вертикальной плоскости в системе горизонтального управления в вертолётном режиме реализуются только две возможности -повороты ЛА по и против часовой стрелки. Эти две возможности реализуются при отклонении створок, например, справа налево и слева направо, для чего кольцо поворачивают вокруг осевого сопла на 180°. Однако в принципе рассматриваемая система

управления обладает свойством универсальности и  может обеспечить отклонение хвостовой  части ЛА на любой угол.

Посадка СВВП AV-8B_Harrier_II.

Видны газовые  струи вертикальной тяги. 

   При вертикальном взлёте осевые сопла маршевых ТРД перекрывают газовыми заслонками , и подъём ЛА производится только на основе турбовентиляторов. При достижении заданной высоты, в зависимости от особенностей взлётной площадки, производится поворот турбовентиляторов вокруг поперечной оси и изменение их вектора тяги, и начальный разгон ЛА выполняется благодаря создаваемой ими продольной пропульсивной составляющей. По мере увеличения скорости и возникновения аэродинамической подьёмной силы на верхней несущей плоскости заслонки поворачивают и направляют газовый поток в осевые сопла ТРД, вследствие чего горизонтальная скорость ЛА возрастает. При достижении скорости, обеспечивающей полёт ЛА только на основе верхней несущей плоскости, заслонками полностью перекрывают боковые отверсти сопел маршевых ТРД, нижние полуплоскости выводят из зацепления с крепёжными узлами, поворачивают их и размещают в нишах фюзеляжа.

       При вертикальной посадке механизмы БАС переводятся в вертолётный режим, для чего снижают скорость полёта, нижние полуплоскости выводят из бортовых ниш , производят их поворот и зацепление с ТРД через крепёжные узлы, заслонками перекрывают осевые сопла ТРД , выдвигают воздухозаборники , запускают хвостовой ТРД (если он был остановлен), и дальнейший полёт и посадочные манёвры производят только на основе турбовентиляторов.

       Рассмотрим вариант безаэродромного самолёта с неподвижной подъёмно-несущей плоскостью. Нижняя подъёмно-несущая плоскость выполнена в этом варианте в виде двух турбовентиляторов левого и правого бортов, расположенных на трубчатых осях между маршевыми двигателями и фюзеляжем. Газодинамическая связь турбовентиляторов с маршевым двигателем обеспечивается через газопроводы , расположенные внутри опорных консолей . Трубчатые оси турбовентиляторов со стороны фюзеляжа связаны с общим трубопроводом, проходящим по периметру верхней части фюзеляжа и объединяющим газодинамические комплексы в вертолётном режиме в единую газопроводную магистраль. Поворотные механизмы турбовентиляторов расположены в фюзеляже и обеспе­чивают возможность поворачивать их на некоторый угол вокруг трубчатых осей и получать кроме вертикаль­ной, также и горизонтальную тягу.          Управление по крену производят путём перераспределения газового потока между турбовентиляторами правого и левого бортов, для чего их газопроводящие трубопроводы снабжены управляемыми газовыми заслонками, позволяющими изменять сечение га­зопроводов. В скоростном горизонтальном полёте турбовентиляторы после их отключения закрывают сверху и снизу поворотными обтекателями типа жалюзи.

        Управление рассматриваемым безаэродромным самолётом в принципе не отличается от бипланового ЛА с поворотной нижней плоскостью. При вертикальном взлёте на турбовентиля-торах открывают жалюзи, выдвигают из фюзеляжа воздухозаборники , производят запуск маршевого и хвостового двигателей, поворотом газо­вой заслонки  перекрывают осевые сопла ТРД и через трубопровод запускают турбовентиляторы . После набора необходимой высоты поворо­том турбовентиляторов изменяют их вектор тяги и производят горизонтальный разгон ЛА. При достижении ЛА го­ризонтальной скорости, необходимой для создания аэродинамической подъёмной силы на верхней несущей плос­кости, заслонкой переводят газо­вый поток на маршевые сопла ТРД , закрывают турбовентиляторы, и дальнейший полёт производят только на маршевом ТРД и аэродинамической системе управления полётом. Хвостовой ТРД, если он не используется для повышения горизонтальной скорости, останавливают.

       Рассмотрим вариант безаэродромного самолёта с подвесной нижней плоскостью. БАС снабжён двумя маршевыми ТРД , расположенными на верхней несущей плоскости. Нижняя подъёмная плоскость выполнена в виде двух подъёмных платформ, связанными с маршевыми двигате­лями через консоли. Длина газоподводящего трубопровода практически равна высоте консоли, что существенно снижает величину потерь полного давления в газовой магистрали. Каждая подъёмная платформа содержит два турбовентилятора с возможностью изменения вектора тяги путём поворота вокруг трубчатых осей и цапф. Кроме того, подъёмная платформа в целом может поворачиваться на не­который угол вокруг продольной относительно ЛА оси на цапфах. С этой целью оконечные части газопроводящего трубопровода оснащены стыковочными поворотными узлами с уплотнительными кольцами, обеспечивающими газодинамическую связь маршевых ТРД в режиме газогене­раторов и турбовентиляторов  в любом их положении.   Приведённое техническое решение позволяет изменять вектор тяги турбовентиляторов как в продольном, так и в поперечном относительно ЛА направлениях и обеспечить вертолётные манёвры в полном объёме.

       Рассматриваемый вариант безаэродромного самолёта предполагает его использование также в качестве лично­го индивидуального транспортного средства. Поэтому существенное значение приобретает, так сказать, его ин­тегральная стоимость, т.е. стоимость собственно ЛА и стоимость его эксплу­атации. Прежде всего необходимо от­казаться от хвостового двигателя. Инерционная масса ЛА относительно небольшая, и его управление в вертолётном режиме вполне обеспечат руле­вые сопла с газовым приводом от еди­ной газопроводящей магистрали двух маршевых ТРД в качестве газогенера­торов. Вторая возможность уменьшения стоимости ЛА состоит в подборе, точнее в выборе типа маршевых двигателей-газогенераторов. Если исходить из того, что в общем случае ЛА должен обеспечить полёт 4 - 5 человек с некоторым   багажом,    как,    например, в легковом автомобиле, то его энерго­вооружённость будет сравнительно не­большой. Это означает, что в качестве газогенераторов можно применить ТРД с центробежными компрессорами и радиальными турбинами. ТРД такого типа конструктивно более просты, содержат меньшее число деталей, т.е. более технологичны, меньше зависят от условий эксплуатации; есть и другие достоинст­ва, но в то же время их стоимость зна­чительно меньше, чем лопаточных ТРД.

       Таким образом, изложенная концепция бипланоаых безаэродромных само­лётов обладает многими преимущест­вами перед применяемыми в настоя­щее время техническими решениями создания СВВП. Это прежде всего без­опасность полёта, большая грузоподъёмность, сравнимая с обычными аэродромными самолётами, и сходная с ни­ми стоимость эксплуатации. На основе биплановой схемы можно создать гам­му безаэродромных ЛА: от авиеток ав­томобильного типа до тяжёлых скоро­стных грузопассажирских лайнеров, пригодных для любых условий эксплуа­тации. Крайне важное значение имеет также то обстоятельство, что принципиально новых устройств и механизмов при этом создавать не нужно. Всё уже есть и достаточно широко применяется в других типах ЛА. Например, поворотные механизмы для убирающихся в фюзеляж подъёмных полуплоскостей хорошо отработаны в самолётах с из­меняемой геометрией крыла. Турбовентиляторы в настоящее время также до­ведены до очень высокого уровня со­вершенства и потребуют только увязки с конкретной конструкцией безаэродромного самолёта. Другие элементы конструкции биплановых ЛА также не порождают каких-либо проблем.