CONVERTIPLANE

FIELD: aircraft engineering.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly to vertical take-off and landing unmanned aerial vehicles. Convertiplane comprises a fuselage, a glider and a propeller motor group. Glider is configured as a "flying wing" with a positive sweep, and the propeller motor group is made in the form of two front traction engines and one rear engine. Two front traction engines are located at an equal distance from the construction axis of the convertiplane and at a distance from the leading edge of the wing greater than the radius of their propellers, have the opposite direction of rotation and are mounted to change the direction of the thrust vector by their independent rotation relative to the fuselage parallel to the construction axis of the convertiplane. Rear engine is located on the construction axis of the convertiplane at a distance from the trailing edge of the wing greater than the radius of its propeller and mounted at a specified angle to the horizontal plane.EFFECT: invention minimizes the shadowing effect of the flow by the aircraft body.1 cl, 5 dwg Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов вертикального взлета и посадки. Конвертоплан включает фюзеляж, планер и винтомоторную группу. Планер выполнен по схеме «летающее крыло» с положительной стреловидностью, а винтомоторная группа выполнена в виде двух передних тяговых двигателей и одного заднего двигателя. При этом два передних тяговых двигателя размещены на равном удалении от строительной оси конвертоплана и на расстоянии от передней кромки крыла, большем, чем радиус их винтов, имеют противоположное направление вращения и установлены с возможностью изменения направления вектора тяги путем их независимого друг от друга поворота относительно фюзеляжа параллельно строительной оси конвертоплана. Задний двигатель размещен на строительной оси конвертоплана на расстоянии от задней кромки крыла, большем, чем радиус его винта, и установлен с заданным углом к горизонтальной плоскости. Обеспечивается минимизация эффекта затенения потока корпусом самолета. 5 ил.