ВОЗВРАЩАЕМЫЙ МНОГОРЕЖИМНЫЙ БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ С ИЗМЕНЯЕМЫМ ЗАПАСОМ СТАТИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ Российский патент 2010 года по МПК B64C39/00 

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к беспилотным летательным аппаратам. Известны беспилотные летательные аппараты (БЛА), получившие широкое применение в военных целях [1, 2, 3]. Однако они имеют:

- узкий диапазон скоростей полета, что при решении целого ряда практических задач приводит к необходимости комплексирования скоростных и малоскоростных БЛА;

- сложную систему старта в виде специальных пусковых (катапультных) установок или разгонных устройств, в качестве которых используются специально разработанные пороховые ускорители;

- ограничения в применении по ветровым условиям из-за существенного различия в величинах статической устойчивости в стартовой (с присоединенным пороховым ускорителем) и полетной (без порохового ускорителя) конфигурациях.

Известен БЛА «Пчела-1» [3], включающий фюзеляж с установленными в него целевой нагрузкой, топливным баком, самолетными системами, силовой установкой и сменное крыло, крепящееся на фюзеляж вместе с парашютным контейнером. Однако его компоновка и аэродинамические характеристики не позволяют иметь заданные величины статической устойчивости при подвеске пороховых ускорителей непосредственно на указанный летательный аппарат. Поэтому старт упомянутого летательного аппарата осуществляется со сложной пусковой установки при помощи пороховых ускорителей, устанавливаемых непосредственно подвижную тележку, которая движется по направляющим ограниченной длины. Это требует таких высоких значений тяги пороховых ускорителей, чтобы на небольшом пути в пределах длины направляющих пусковой установки разогнать ЛА до необходимой скорости.

Известен БЛА Ту-143 (-243) [4, 5], включающий фюзеляж, крыло, силовую установку, бортовое оборудование, целевую нагрузку, опоры и контейнер с парашютом. Однако малая площадь крыла Ту-143 (-243) привела к высоким значениям нагрузки на крыло и, как следствие, к большой минимально допустимой скорости полета. Компоновка планера с размещением двигателя в верхней части кормовой части фюзеляжа потребовала смещения назад крыла. Это обеспечивает необходимый запас статической устойчивости при подвешенном снизу пороховом ускорителе. После отделения упомянутого порохового ускорителя статическая устойчивость Ту-143 (-243) становится избыточной. Для ее снижения в носовой части планера установлены специальные аэродинамические дестабилизаторы. Поскольку дестабилизаторы не меняют своего положения до и после отделения порохового ускорителя, то недостаток управляемости компенсируется большими расходами рулей для балансировки ЛА, что существенно снижает маневренные его характеристики и увеличивает массу исполнительных устройств системы управления.

Задачей изобретения является разработка возвращаемого многорежимного беспилотного летательного аппарата с изменяемой статической устойчивостью, позволяющего достичь следующий технический результат:

- обеспечить беспилотному летательному аппарату многорежимность за счет расширения диапазона скоростей [6], левая граница которого (линия минимально допустимых скоростей полета) соответствовала бы малоскоростным беспилотным летательным аппаратам (типа «Пчела-1»), а правая (линия максимально допустимых скоростей полета) - скоростным (типа «Ту-143»);

- обеспечить требуемую управляемость беспилотного летательного аппарата независимо от его конфигурации;

- сохранение исправности и работоспособности конструкции беспилотного летательного аппарата и его силовой установки после применения и посадки;

- высокую эксплуатационную технологичность и ремонтопригодность.

Сущностью изобретения является возвращаемый многорежимный беспилотный летательный аппарат, включающий корпус, крыло, хвостовое оперение, силовую установку, бортовую систему и целевую нагрузку.

Указанный технический результат достигается тем, что беспилотный летательный аппарат оснащен крылом, обеспечивающим полет как на малых скоростях полета, так и на больших. При этом его посадка осуществляется по-самолетному на неподготовленную площадку против ветра на корпус, для чего упомянутый беспилотный летательный аппарат выполнен по схеме низкоплан, а в нижней части его корпуса установлена опора в виде упругой посадочной лыжи. Все динамические нагрузки воспринимаются указанной опорой, которая при разрушении может быть заменена. Корпус беспилотного летательного аппарата выполнен из трех частей: носовой, центральной и кормовой. От носка носовой части до места стыковки с центральной частью и на центральной части от места стыковки с носовой частью до носка бортовой нервюры установлен турбулизатор потока. Для обеспечения заданной величины статической устойчивости в полете на переднем шпангоуте центральной части устанавливается отклоняемое переднее оперение, причем упомянутое оперение выполнено в виде решетчатого крыла. Крыло беспилотного летательного аппарата образуется двумя отъемными плоскостями и подфюзеляжной частью центральной части корпуса, при этом передняя кромка крыла в плане имеет, по крайней мере, один излом и прямую заднюю кромку. Хвостовое оперение выполнено двухкилевым с углом развала 40 градусов. В силовой установке используется воздушно-реактивный двигатель. Отъемные плоскости крыла и кили хвостового оперения крепятся к центральной части корпуса, а упомянутый воздушно-реактивный двигатель устанавливается внутрь центральной части со стороны заднего шпангоута и закрывается кормовой частью. Для обеспечения работы упомянутого воздушно-реактивного двигателя на центральной части устанавливаются боковые воздухозаборники.

Перечень фигур

Фиг.1 - вид сбоку;

фиг.2 - вид сверху;

фиг.3 - вид спереди;

фиг.4 - схема деления БЛА на отдельные модули.

Корпус возвращаемого многорежимного беспилотного летательного аппарата состоит из трех частей (фиг.1): носовой 4, центральной 1 и кормовой 5.

Центральная часть 1 является основным силовым и конструктивным элементом, к которому крепятся все остальные составные части упомянутого беспилотного летательного аппарата: носовая 4 часть корпуса и кормовая 5 часть с антенным обтекателем 10, хвостовое оперение 3, воздушно-реактивный двигатель 12 (фиг.4), отъемные плоскости крыла 2 (фиг.2). По бокам центральной части 1 установлены боковые воздухозаборники 7 (фиг.2, 3) внутри которых проходят каналы подвода воздуха к воздушно-реактивному двигателю 12 (фиг.4). На носовой части 4 установлен приемник воздушного давления 9.

С целью снижения вероятности опрокидывания беспилотного летательного аппарата при посадке упомянутый беспилотный летательный аппарат имеет низко расположенное крыло, т.е. является низкопланом. В нижней части его корпуса 1 (фиг.1) установлена опора в виде упругой посадочной лыжи 14 (фиг.1, 3).

Для обеспечения стабильности обтекания планера упомянутого беспилотного летательного аппарата во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки от носка носовой части до места стыковки с центральной частью и на центральной части: от места стыковки с носовой частью до носка бортовой нервюры установлен турбулизатор потока 6 (фиг.1, 3).

Крыло образуется двумя отъемными плоскостями 2 и подфюзеляжной частью центральной части корпуса 13 (фиг.2).

Для уменьшения минимально допустимой скорости горизонтального полета и посадочной скорости упомянутого беспилотного летательного аппарата применено крыло с, по крайней мере, одним изломом по передней кромке, что позволяет обеспечить выход ЛА на большие углы атаки [7] для увеличения подъемной силы. Кили хвостового оперения 3 (фиг.1) имеют угол развала 40° (фиг.3).

Изменение статической устойчивости осуществляется посредством отклонения переднего оперения (фиг.2, 3), которое выполнено в виде решетчатого крыла с двумя плоскостями 8 и 11 и устанавливается на переднем шпангоуте центральной части 1 (фиг.1) корпуса упомянутого возвращаемого многорежимного беспилотного летательного аппарата. В стартовой конфигурации (с присоединенным пороховым ускорителем) упомянутое оперение находится в сложенном состоянии и его плоскости прижаты к носовой части 4 (фиг.2). При отделении от беспилотного летательного аппарата порохового ускорителя центр масс упомянутого беспилотного летательного аппарата смещается вперед, а аэродинамический фокус планера смещается назад. Это приводит к увеличению статической устойчивости и соответственно ухудшению управляемости. Раскрытие упомянутого оперения 8, 11 (фиг.2, 3) осуществляется путем поворота аэродинамических поверхностей до установки их под углом 90° по отношению к набегающему потоку. При этом аэродинамический фокус планера упомянутого беспилотного летательного аппарата смещается вперед, за центром масс, что обеспечивает заданную величину статической устойчивости летательному аппарату.

Для повышения эксплуатационной технологичности и высокой ремонтопригодности упомянутый беспилотный летательный аппарат представляет собой совокупность отдельных легкосъемных конструктивных модулей (фиг.4), что обеспечивает их легкую и быструю замену, быструю локализацию отказа и его устранение.

Источники информации

1. Военный энциклопедический словарь. - М: Воениздат, 1983.-863 с. с ил.

2. Ю.А.Зуенко, С.Е.Коростылев. Боевые самолеты России. - М.: Элакос, 1994. - 192 с. с ил.

3. Малогабаритный комплекс наблюдения в реальном масштабе времени с дистанционно-пилотируемым летательным аппаратом «Пчела-1Т». Интернет-сайт ОКБ им. А.С.Яковлева. www.yak.ru/PROD/current_rpv.php

4. Jane's. Unmanned aerial vehicles and targets. Issue twenty one - november 2003. Jane's information Group Limited Inc., 110N. Royal Street, Suite 200, Alexandria, Virginia 22314, USA.

5. Ганин С.М., Карпенко А.В., Колмогоров В.В., Петров Г.Ф. Беспилотные летательные аппараты. - СПб.: "Невский бастион", 1999.

6. Практическая аэродинамика маневренных самолетов. Учебник для летного состава. Под общ. ред. Н.М.Лысенко. М: Воениздат, 1977. - 439 с. с ил.

7. Аэродинамика летательных аппаратов. Учебник для ВУЗов по специальности «Самолетостроение» / Г.А.Колесников, В.К.Марков, А.А.Михайлюк и др.: Под ред. Г.А.Колесникова. М.: Машиностроение, 1993. - 544 с. с ил.

Изобретение относится к авиационно-космической технике, а именно к беспилотным летательным аппаратам. Летательный аппарат выполнен по схеме низкоплан и включает корпус, крыло, хвостовое оперение, силовую установку, бортовую систему и целевую нагрузку. Корпус выполнен из трех частей: носовой, центральной и кормовой. От носка носовой части до носка бортовой нервюры установлен турбулизатор потока. На переднем шпангоуте центральной части установлено отклоняемое переднее оперение, выполненное в виде решетчатого крыла. Крыло летательного аппарата образовано двумя отъемными плоскостями и подфюзеляжной частью центральной части корпуса и имеет переднюю кромку с, по крайней мере, одним изломом в плане и прямую заднюю кромку. Хвостовое оперение выполнено двухкилевым с углом развала 40 градусов. В силовой установке используют воздушно-реактивный двигатель. Отъемные плоскости крыла и кили хвостового оперения установлены на центральной части корпуса, а двигатель установлен внутри центральной части со стороны заднего шпангоута и закрыт кормовой частью. На центральной части установлены боковые воздухозаборники. Достигается расширение диапазона скоростей, улучшение управляемости, эксплуатационной технологичности и ремонтопригодности летательного аппарата. 4 ил.

Возвращаемый многорежимный беспилотный летательный аппарат с изменяемым запасом статической устойчивости, включающий корпус, крыло, хвостовое оперение, силовую установку, бортовую систему и целевую нагрузку, отличающийся тем, что беспилотный летательный аппарат выполнен по схеме низкоплан, при этом корпус беспилотного летательного аппарата выполнен из трех частей: носовой, центральной и кормовой, на носовой части от носка до места стыковки с центральной частью и на центральной части от места стыковки с носовой частью до носка бортовой нервюры установлен турбулизатор потока, на переднем шпангоуте центральной части устанавливается отклоняемое переднее оперение, причем упомянутое оперение выполнено в виде решетчатого крыла, крыло беспилотного летательного аппарата образуется двумя отъемными плоскостями и подфюзеляжной частью центральной части корпуса, при этом передняя кромка крыла в плане имеет, по крайней мере, один излом и прямую заднюю кромку, хвостовое оперение выполнено двухкилевым с углом развала 40°, в силовой установке используется воздушно-реактивный двигатель, при этом отъемные плоскости крыла и кили хвостового оперения крепятся к центральной части корпуса, а упомянутый воздушно-реактивный двигатель устанавливается внутри центральной части со стороны заднего шпангоута и закрывается кормовой частью, причем для обеспечения работы упомянутого воздушно-реактивного двигателя на центральной части устанавливаются боковые воздухозаборники.