БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ КОРОТКОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ Российский патент 2017 года по МПК B64C39/10 B64C39/02 

Изобретение относится к области авиации, в частности к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА) и может быть использовано при разработке конструкций БПЛА короткого взлета и посадки с использованием аэродинамической схемы «летающее крыло», которые могут найти широкое применение, в частности, при мониторинге земной и водной поверхности, грузоперевозках, разведке, поиске, в условиях чрезвычайных ситуаций для обеспечения эффективного управления и получения оперативной информации.

В современных условиях беспилотная авиационная техника чрезвычайно востребована. Так, МЧС России начало использование беспилотных летательных аппаратов с 2009 года. Ведущие российские и зарубежные авиастроительные корпорации разрабатывают и производят БПЛА различного назначения, аэродинамических схем и широкого диапазона тактико-технических характеристик.

Решение ряда задач требует выполнения беспилотными летательными аппаратами взлета и посадки в условиях короткой взлетно-посадочной полосы, на малых скоростях разбега и пробега.

Выполнение короткого взлета и посадки осуществляется на больших углах атаки, при которых уменьшается скорость летательного аппарата и ухудшаются характеристики его маневренности - устойчивости и управляемости. Для удержания летательного аппарата на наименьшей скорости (например, при посадке) требуется наибольшее значение подъемной силы. Однако увеличение коэффициента подъемной силы путем увеличения угла атаки возможно только до критического значения угла атаки. Увеличение угла атаки свыше критического приводит к срыву потока на верхней поверхности крыла и к резкому уменьшению коэффициента подъемной силы, что недопустимо.

Взлет и посадку на небольших площадках базирования могут выполнять летательные аппараты вертикального взлета и посадки, которые известны и широко применяются в настоящее время. Однако в целом режим вертикального взлета и посадки характеризуется невысокой грузоподъемностью, что в ряде случаев является недостатком. Для режимов короткого взлета и посадки грузоподъемность летательных аппаратов существенно выше, но осуществление взлета и посадки при больших углах атаки требует увеличения подъемной силы и повышения маневренных характеристик летательного аппарата.

При использовании аэродинамической схемы «летающее крыло» вся поверхность корпуса создает подъемную силу, что позволяет снизить массу планера и увеличить массу полезной нагрузки и запас топлива. Однако присущее схеме «летающее крыло» небольшое удаление плоскостей управления от центра масс обуславливает снижение их эффективности, что ухудшает маневренность летательного аппарата.

В настоящее время актуальна задача создания конструкции беспилотного летательного аппарата короткого взлета и посадки, решение которой возможно при обеспечении повышения подъемной силы крыла без срыва потока и повышения маневренности летательного аппарата на больших углах атаки.

Известен многоцелевой самолет вертикального взлета и посадки [патент РФ №2283795 C1, МПК B64C 29/00, дата публикации: 20.09.2006], выполненный с использованием аэродинамической схемы «летающее крыло». Самолет содержит фюзеляж, крыло, силовую установку, включающую два двигателя, поворотные винты и V-образное хвостовое оперение. Крыло выполнено в плане W-образной формы с разновеликими консолями соответственно обратной и прямой стреловидности. Два поворотных винта смонтированы перед V-образными изломами в плане передней кромки консолей обратной стреловидности крыла, а один - между гондолами в задней части крыла. Боковые стороны трапециевидной формы в плане рулевой поверхности выполнены в виде продолжения задней кромки консолей обратной стреловидности крыла. Известное техническое решение направлено на сохранение устойчивости и управляемости на малых скоростях и на критических углах атаки, повышение аэродинамического качества, а также улучшение взлетно-посадочных характеристик. Однако в качестве недостатков, присущих данному техническому решению, следует отметить создание дополнительных потерь на трение от фюзеляжа, требующих увеличения мощности силовой установки, а также использование в схеме трех поворотных винтов, существенно усложняющих конструкцию и управление.

Известен самолет короткого взлета и посадки [патент РФ №2165867 C2, МПК B64C 29/00, дата публикации: 27.04.2001], включающий фюзеляж, крыло и двигатели, размещенные в передней части самолета, крыло выполнено М-образным и прикреплено к фюзеляжу в его задней части. Аэродинамическая схема летательного аппарата выполнена таким образом, что ось исходящих от двигателя газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла. Данное техническое решение характеризуется повышением подъемной силы за счет увеличения площади обдува верхней поверхности крыла струями газа, исходящими от двигателей, и эжектируемым потоком воздуха, что позволяет сократить длину разбега при взлете и пробега при посадке самолета. Однако в качестве недостатка данной конструкции следует отметить большие потери на трение от фюзеляжа и необдуваемой части крыла, что требует дополнительной мощности. Кроме того, известное техническое решение обладает низкой маневренностью вследствие невысокой эффективности управления на малых скоростях при взлете и посадке.

Известен малозаметный беспилотный летательный аппарат [патент РФ №113238 U1, МПК B64C 39/10, дата публикации: 10.02.2012], выполненный по схеме «летающее крыло», содержащий силовую установку с воздушно-реактивным двигателем. Крыло выполнено ромбовидной формы в плане с углом стреловидности кромок ±(35-45°) и профилем умеренной относительной толщины. Известное техническое решение направлено на обеспечение самобалансировки аппарата на угле атаки, повышение аэродинамического качества и снижение уровня радиолокационной заметности беспилотного летательного аппарата. Однако недостатком известного летательного аппарата является невозможность выполнения им короткого взлета и посадки вследствие срыва потока на больших углах атаки.

Известен беспилотный летательный аппарат [патент РФ №2461494 С2, МПК B64C 39/10, дата публикации: 20.09.2012], содержащий крыло, выполненное с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей обратной стреловидности, двухкилевое хвостовое оперение, рули на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части. Кили завалены к плоскости симметрии аппарата под углом к вертикали больше 45° и соединены в концевом сечении. Задняя кромка хвостовой части составляет с передней кромкой крыла угол 92-95°, а указанные рули и элевоны использованы в качестве органов продольного, поперечного и путевого управления. Данное техническое решение направлено на обеспечение статической устойчивости и повышение эффективности органов управления. Как недостаток известного технического решения следует отметить невозможность выполнения летательным аппаратом взлета и посадки на малых скоростях в условиях короткой взлетно-посадочной полосы вследствие высокой вероятности срыва потока при больших значениях угла атаки. Кроме того, размещенные в центроплане воздуховоды и силовая установка существенно сокращают объем полезной нагрузки.

В качестве технического решения (прототипа), наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, предлагается беспилотный летательный аппарат (БПЛА) [патент РФ №107126 U1, МПК B64C 39/10, дата публикации: 10.08.2011], относящийся к беспилотным летательным аппаратам многократного применения и содержащий фюзеляж, крыло с органами управления, а также двигатель и винт, входящие в силовую установку. Стреловидное крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло». Фюзеляж расположен в носовой части БПЛА в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части БПЛА в контакте с задней кромкой крыла. В качестве недостатков данной конструкции следует отметить наличие фюзеляжа, как элемента, не участвующего в создании подъемной силы, при этом фюзеляж создает дополнительные потери на трение - увеличивает лобовое сопротивление летательного аппарата, что ухудшает взлетно-посадочные характеристики БПЛА (увеличивает длину разбега). Использование толкающего винта обуславливает необходимость высокоточной балансировки аппарата.

Технический результат, достижение которого обеспечивается заявляемым изобретением, заключается в повышении подъемной силы летательного аппарата без срыва потока с крыла, а также в повышении маневренности летательного аппарата в широком диапазоне углов атаки.

Для достижения указанного выше технического результата предлагается беспилотный летательный аппарат (БПЛА), содержащий крыло прямой стреловидности, выполненное из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, и органы управления.

При этом, согласно заявляемому техническому решению, крыло в носовой части оснащено силовой установкой и органами управления, выполненными в виде переднего горизонтального оперения (ПГО) и переднего вертикального оперения (ПВО). Силовая установка, переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение размещены над верхней поверхностью крыла на опоре, с возможностью обдува воздушным винтом верхней поверхности крыла и органов управления.

Признаками заявляемого изобретения, отличительными от прототипа, являются: наличие в качестве органов управления беспилотного летательного аппарата переднего горизонтального оперения (ПГО) и переднего вертикального оперения (ПВО); выполнение силовой установки (двигателя с воздушным винтом), переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения в едином конструктивном блоке, размещенными на опоре (опорном элементе), т.е. выполнение, при котором ПГО и ПВО интегрированы с силовой установкой; размещение силовой установки, ПГО и ПВО в носовой части крыла над верхней поверхностью крыла, обеспечивающее возможность обдува воздушным потоком, создаваемым воздушным винтом, верхней поверхности крыла, ПГО и ПВО.

Использование аэродинамической схемы «летающее крыло» (выполнение корпуса БПЛА в виде крыла прямой стреловидности, из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло») обеспечивает участие всей верхней поверхности крыла в создании подъемной силы. Выполнение корпуса летательного аппарата в виде крыла, совмещенного с фюзеляжем, позволяет исключить из конструкции летательного аппарата элемент (фюзеляж), который не создает подъемной силы, и уменьшить лобовое сопротивление.

Предлагаемое конструктивное выполнение, при котором двигатель с воздушным винтом, переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение выполнены в едином конструктивном блоке - установлены на опоре над верхней поверхностью носовой части крыла с возможностью обдува воздушным потоком, создаваемым воздушным винтом, верхней поверхности крыла, ПГО и ПВО, обеспечивает нахождение в зоне обдува ПГО, ПВО и большей части верхней поверхности крыла независимо от величины угла атаки (в широком диапазоне углов атаки), благодаря чему обеспечивается создание дополнительной подъемной силы в широком диапазоне углов атаки без срыва потока с крыла, в том числе и на малых скоростях, что обеспечивает возможность выполнения короткого взлета и посадки. Кроме того, наличие в качестве органов управления БПЛА переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и их размещение в носовой части «летающего крыла» в зоне обдува обеспечивает повышение эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканию, а следовательно, повышение маневренности БПЛА в широком диапазоне углов атаки.

В качестве воздушного винта могут быть использованы, например, соосный винтовентилятор или пропеллер.

Оптимальная форма крыла в плане определяется геометрией воздушного потока, создаваемого винтом. Исходя из этого, с целью увеличения площади поверхности крыла, находящейся в зоне обдува, и уменьшения площади поверхности, не участвующей в создании дополнительной подъемной силы, предложено выполнение крыла малого размаха. При этом также обеспечивается оптимальное управление пограничным слоем.

С целью дальнейшего улучшения аэродинамических характеристик поверхности крыла и снижения потерь на трение предложено выполнение крыла с дугообразной передней кромкой.

Авторами были проведены расчетно-экспериментальные исследования и модельные испытания БПЛА, результаты которых подтвердили, что выполнение конструкции БПЛА согласно заявляемому техническому решению обеспечивает возможность осуществления взлета и посадки при коротком разбеге и пробеге за счет создания дополнительной подъемной силы и исключения срыва потока с крыла в результате обдува верхней поверхности крыла и органов управления воздушным потоком, создаваемым винтом двигателя, при обеспечении стабильных характеристик устойчивости и управляемости (маневренности) летательного аппарата за счет повышения эффективности органов управления.

Графические материалы содержат пример выполнения беспилотного летательного аппарата короткого взлета и посадки. На фиг. 1 представлено схематическое изображение общего вида беспилотного летательного аппарата короткого взлета и посадки, на фиг. 2 - вид сбоку.

Беспилотный летательный аппарат (фиг. 1, 2) содержит крыло 1, выполненное из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло» - крыло, совмещенное с фюзеляжем. Крыло 1 выполнено прямой стреловидности, малого размаха, с дугообразной передней кромкой. Крыло 1 в носовой части оснащено опорой 2, на которой над верхней поверхностью носовой части крыла 1 установлена силовая установка - двигатель 3 с воздушным винтом, в качестве которого использован соосный винтовентилятор 4. На опоре 2 также установлены переднее горизонтальное оперение 5 и переднее вертикальное оперение 6, являющиеся органами управления. Таким образом, ПГО 5 и ПВО 6 объединены в единый конструктивный блок (интегрированы) с силовой установкой. ПГО 5 выполнено по форме крыла, что обеспечивает создание дополнительной подъемной силы. Переднее горизонтальное оперение 5 установлено выше переднего вертикального оперения 6. Соосный винтовентилятор 4 установлен перед ПГО 5 и ПВО 6 со стороны передней кромки крыла 1 таким образом, чтобы при обдуве воздушным потоком, создаваемым при вращении винтовентилятора 4, верхняя поверхность крыла 1 максимально полно находилась в зоне обдува, а также, чтобы в зоне обдува находились органы управления - ПГО 5 и ПВО 6. При этом в зоне обдува будут находиться также и органы управления, размещенные в хвостовой части летательного аппарата. Оптимальная форма крыла в плане определяется геометрией воздушного потока, создаваемого при обдуве. Для повышения аэродинамического качества, устойчивости, маневренности летательного аппарата крыло 1 в хвостовой части снабжено V-образным, узким, длинным складным крылом 7, выполненным в виде элевона. В хвостовой части крыла 1 установлены тормозные щитки 8, обеспечивающие торможение и повышение эффективности управления поворотом.

Эксплуатация (работа) беспилотного летательного аппарата осуществляется следующим образом.

Взлет БПЛА осуществляется при его коротком разбеге, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом - винтовентилятором 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления - переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. При взлете переднее горизонтальное оперение 5 отклоняет вниз поток воздуха от воздушного винта (винтовентилятора 4) на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу как от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла, так и дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения 5. При этом благодаря осуществлению обдува, обеспечивающего дополнительную подъемную силу, предотвращается срыв потока с крыла на любых углах атаки.

В режиме крейсерского полета обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность летательного аппарата за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Тормозные щитки 8 используются для снижения скорости при маневрировании в полете и на посадке.

Посадка с коротким пробегом осуществляется на малых оборотах двигателя путем отклонения вниз переднего горизонтального оперения 5, а после касания взлетно-посадочной полосы - резкого отклонения вверх. Выполнение посадки с коротким пробегом также требует увеличения угла атаки и дополнительной подъемной силы, создание которой обеспечивается за счет обдува верхней поверхности крыла 1 воздушным потоком, создаваемым при вращении винтовентилятора 4, установленного над верхней поверхностью носовой части крыла. Обдув верхней поверхности крыла позволяет исключить срыв потока с крыла.

Таким образом, выполнение БПЛА согласно заявляемому техническому решению, при котором силовая установка, переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение установлены над верхней поверхностью носовой части крыла, с возможностью обдува воздушным винтом верхней поверхности крыла и органов управления, обеспечивает дополнительное использование воздушного потока в части создания дополнительной подъемной силы без срыва потока с крыла при высоких углах атаки (в широком диапазоне углов атаки), что, в свою очередь, обеспечивает возможность короткого взлета и посадки БПЛА. Размещение органов управления в зоне обдува согласно заявляемому техническому решению обеспечивает повышение эффективности органов управления в широком диапазоне углов атаки по тангажу, крену и рысканью, что существенно улучшает маневренность летательного аппарата.

Также следует отметить, что при эксплуатации БПЛА, выполненного согласно заявляемому техническому решению, шум от винта силовой установки, как главный источник звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Кроме того, заявляемое техническое решение позволяет установить более экономичные двигатели, перенос двигателя наверх снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов, а верхнее расположение двигателя дает возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым уменьшить массу конструкции.

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат содержит крыло (1) прямой стреловидности, выполненное из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления. Крыло (1) в носовой части оснащено силовой установкой и органами управления, выполненными в виде переднего горизонтального оперения (5) и переднего вертикального оперения (6). Силовая установка, переднее горизонтальное оперение (5) и переднее вертикальное оперение (6) размещены на опоре (2) над верхней поверхностью крыла, при этом обеспечена возможность обдува воздушным винтом верхней поверхности крыла и органов управления. Изобретение повышает подъемную силу и маневренность летательного аппарата. 2 з.п. ф-лы. 2 ил.

1. Беспилотный летательный аппарат, содержащий крыло прямой стреловидности, выполненное из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, и органы управления, отличающийся тем, что крыло в носовой части оснащено силовой установкой и органами управления, выполненными в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения, при этом силовая установка, переднее горизонтальное оперение и переднее вертикальное оперение размещены над верхней поверхностью крыла на опоре с возможностью обдува воздушным винтом верхней поверхности крыла и органов управления.

2. Беспилотный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что крыло выполнено малого размаха.

3. Беспилотный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что крыло выполнено с дугообразной передней кромкой.