БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ Российский патент 2022 года по МПК B64C39/02 B64C39/08 

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 применением аэродинамической схемы «летающее крыло», которые могут найти широкое применение при мониторинге объектов на суше и море, грузоперевозках, разведке, поиске, чрезвычайных ситуациях для обеспечения эффективного управления и получения оперативной информации.

Известен беспилотный летательный аппарат, содержащий крыло, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, оснащенные вертикальным оперением и размещенным на опоре передним горизонтальным оперением, силовую установку, оснащенную двигателем и воздушным винтом (RU 2606216, 2017).

Недостатком известного устройства является относительно низкая надежность при осложненных условиях эксплуатации, например, порывах бокового ветра и больших углах атаки.

Из известных технических решений наиболее близким к предлагаемому по технической сущности и достигаемому результату является беспилотный летательный аппарат, содержащий крыло, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, выполненные в виде вертикального оперения и размещенного на опоре переднего горизонтального оперения, силовую установку, оснащенную двигателем и воздушным винтом, крыло выполнено дискообразным, переднее горизонтальное оперение выполнено в виде двух идентичных дисков, расположенных над осью вращения воздушного винта на расстоянии, превышающем половину диаметра воздушного винта, а вертикальное оперение размещено в хвостовой части дискообразного крыла, в которой установлено дополнительное горизонтальное оперение с обеспечением возможности обдува воздушным винтом со стороны верхней поверхности крыла и со стороны нижней поверхности крыла (RU 2726511, 2019).

Недостатком указанного устройства является относительно низкая надежность при осложненных условиях эксплуатации, например, при порывах бокового ветра и при частичном или полном отключении электроники (например, при значительном ослаблении радиосигнала), что приводит к потере управляемости летательного аппарата.

Технической проблемой, на решение которой направлено предлагаемое изобретение, является повышение надежности беспилотного летательного аппарата и сохранение его управляемости при осложненных условиях эксплуатации, в том числе при сильном боковом ветре или при сбоях в работе систем радиоуправления.

Указанная проблема решается тем, что беспилотный летательный аппарат содержит крыло, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, выполненные в виде вертикального оперения и размещенного на опоре переднего горизонтального оперения, силовую установку, оснащенную двигателем и воздушным винтом, крыло выполнено дискообразным, переднее горизонтальное оперение выполнено в виде двух идентичных дисков, расположенных над осью вращения воздушного винта на расстоянии, превышающем половину диаметра воздушного винта, а вертикальное оперение размещено в хвостовой части дискообразного крыла, в которой установлено дополнительное горизонтальное оперение с обеспечением возможности обдува воздушным винтом со стороны верхней поверхности крыла и со стороны нижней поверхности крыла, отличающийся тем, что дискообразное крыло выполнено секционным и содержит переднюю секцию и хвостовую секцию, каждая из которых имеет форму полукруга, при этом хвостовая секция смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала между секциями в плоскости, перпендикулярной к оси вращения воздушного винта.

Достигаемый технический результат заключается в поддержании стабильных условий обтекания крыла потоком воздуха при больших углах атаки и при воздействии сильного бокового ветра, а также в обеспечении условий для устойчивого парашютирования летательного аппарата при нарушениях в системе управления по каналам радиосвязи за счет исключения отрыва потока в хвостовой части крыла и обеспечения возможности обтекания крыла воздушной массой на больших углах атаки в ламинарной форме в тех же пределах, в которых верхняя часть обычного прямоугольного крыла уже находится в турбулентном потоке.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 - представлено схематическое изображение общего вида беспилотного летательного аппарата, на фиг. 2 - показан вид сбоку, на фиг. 3 - местный вид регулируемого щелевого проточного канала между секциями в плоскости, перпендикулярной к оси вращения воздушного винта.

Беспилотный летательный аппарат (фиг. 1, 2, 3) содержит дискообразное крыло 1, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, оснащенные вертикальным оперением 2 и размещенным на опоре 3 передним горизонтальным оперением, силовую установку, оснащенную двигателем 4 и воздушным винтом 5. Крыло 1 выполнено дискообразным. Диски 6 переднего горизонтального оперения, расположены над осью вращения 7 воздушного винта 5 на расстоянии, обозначенного позицией 8, превышающем половину диаметра воздушного винта 5. Вертикальное оперение 2 размещено в хвостовой части дискообразного крыла 1. При этом в хвостовой части дискообразного крыла 1 установлено дополнительное горизонтальное оперение 9 с обеспечением возможности обдува воздушным винтом 5 со стороны верхней поверхности крыла 1 и со стороны нижней поверхности крыла 1.

Диски 6 переднего горизонтального оперения, совмещены с поворотной осью 10, установленной в шарнирном узле 11, который закреплен на опоре 3.

Дискообразное крыло 1 выполнено секционным и содержит переднюю секцию 12 и хвостовую секцию 13, каждая из которых имеет форму полукруга, при этом хвостовая секция 13 смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала 14 между секциями 12 и 13 в плоскости, перпендикулярной к оси вращения 7 воздушного винта 5.

Беспилотный летательный аппарат работает следующим образом.

Взлет беспилотного летательного аппарата осуществляется на взлетном режиме двигателя 4. При наборе высоты диски 6 переднего горизонтального оперения, размещенные вне зоны обдува воздушным винтом 5, отклоняются вниз, тем самым направляя набегающий воздушный поток на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу, действующую как на дискообразное крыло 1, так и на переднее горизонтальное оперение.

На малой скорости полета при порывах ветра беспилотный летательный аппарат сохраняет управляемость за счет обеспечения обдува воздушным винтом 5 верхней и нижней поверхности крыла 1, заднего горизонтального оперения 9 и заднего вертикального оперения 2.

Кроме того, расположение дисков 6 переднего горизонтального оперения, находящихся вне области влияния потока воздуха от воздушного винта 5, т.е. над осью вращения 7 воздушного винта 5 на расстоянии 8, превышающем половину его диаметра, обеспечивает сохранение управляемости беспилотного летательного аппарата при осложненных условиях эксплуатации, что подтверждено результатами экспериментальных работ.

В хвостовой части крыла регулируемый щелевой проточный канал позволяет воздушной массе обтекать крыло на больших углах атаки в ламинарной форме в тех пределах, где верхняя часть традиционного прямоугольного крыла обычно уже находится в турбулентном потоке.

Использование заявляемого технического решения оптимизирует аэродинамические характеристики дискообразного крыла, поскольку оно выполнено секционным и содержит переднюю секцию 12 и хвостовую секцию 13, каждая из этих секций имеет форму полукруга. При этом хвостовая секция 13 смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала 14 между секциями 12 и 13 в плоскости, перпендикулярной к оси вращения 7 воздушного винта 5. Поток воздуха поступает из нижней зоны повышенного давления через регулируемый щелевой проточный канал 14 в зону низкого давления над поверхностью хвостовой секции крыла 13. Это исключает, отрыв потока в хвостовой части дискообразного крыла 1. На фиг. 2 стрелками указан размер регулируемого щелевого проточного канала 14 для пояснения.

Посадка беспилотного летательного аппарата осуществляется на малых оборотах двигателя 4 или с полной его остановкой, при этом диски 6 переднего горизонтального оперения отклоняются вверх, тем самым уменьшая подъемную силу, действующую на беспилотный летательный аппарат, что приводит к переводу дискообразного крыла 1 в угол планирования, в результате, чего происходит снижение БПЛА.

При приближении беспилотного летательного аппарата к посадочной поверхности диски 6 переднего горизонтального оперения отклоняются вниз, а между дискообразным крылом 1 и посадочной поверхностью образуется воздушная подушка, которая дополнительно поддерживает БПЛА в воздухе. Этот эффект уменьшает посадочную скорость и обеспечивает плавную посадку при коротком посадочном пути.

За счет применения дискообразной формы крыла и за счет дисков переднего горизонтального оперения предотвращается срыв потока с крыла при углах атаки до 45 градусов. При этом обеспечивается сохранение управляемости летательного аппарата. Также повышается надежность беспилотного летательного аппарата при осложненных условиях эксплуатации, в том числе при сильном боковом ветре или при сбоях в работе систем радиоуправления за счет исключения отрыва потока в хвостовой части крыла.

С использованием заявляемого технического решения обеспечивается повышенная аэродинамическая устойчивость БПЛА за счет дискообразного крыла, которое содержит переднюю секцию и хвостовую секцию, каждая из которых имеет форму полукруга, при этом хвостовая секция смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала между секциями в плоскости, перпендикулярной к оси вращения воздушного винта. Повышение аэродинамической устойчивость БПЛА обеспечивается, в том числе в осложненных условиях эксплуатации, при любом направлении и интенсивности ветра и при больших углах атаки или при частичном, или полном отключении электроники с сохранением возможности для плавного парашютирования с посадкой на малой скорости и без повреждения дорогостоящего бортового оборудования.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов (БПЛА). БПЛА содержит крыло, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, выполненные в виде вертикального оперения и размещенного на опоре переднего горизонтального оперения, силовую установку, оснащенную двигателем и воздушным винтом. Переднее горизонтальное оперение выполнено в виде двух идентичных дисков, расположенных над осью вращения воздушного винта на расстоянии, превышающем половину диаметра воздушного винта. Вертикальное оперение размещено в хвостовой части дискообразного крыла, в которой установлено дополнительное горизонтальное оперение с обеспечением возможности обдува воздушным винтом. Дискообразное крыло выполнено секционным и содержит переднюю секцию и хвостовую секцию, каждая из которых имеет форму полукруга, при этом хвостовая секция смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала между секциями в плоскости, перпендикулярной к оси вращения воздушного винта. Обеспечивается поддержание стабильных условий обтекания крыла потоком воздуха при больших углах атаки и при воздействии сильного бокового ветра. 3 ил.

Беспилотный летательный аппарат, содержащий крыло, выполненное по аэродинамической схеме «летающее крыло», органы управления, выполненные в виде вертикального оперения и размещенного на опоре переднего горизонтального оперения, силовую установку, оснащенную двигателем и воздушным винтом, крыло выполнено дискообразным, переднее горизонтальное оперение выполнено в виде двух идентичных дисков, расположенных над осью вращения воздушного винта на расстоянии, превышающем половину диаметра воздушного винта, а вертикальное оперение размещено в хвостовой части дискообразного крыла, в которой установлено дополнительное горизонтальное оперение с обеспечением возможности обдува воздушным винтом со стороны верхней поверхности крыла и со стороны нижней поверхности крыла, отличающийся тем, что дискообразное крыло выполнено секционным и содержит переднюю секцию и хвостовую секцию, каждая из которых имеет форму полукруга, при этом хвостовая секция смещена вниз с образованием регулируемого щелевого проточного канала между секциями в плоскости, перпендикулярной к оси вращения воздушного винта.