Способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким и сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу нагрузки (варианты) и легкий или сверхлегкий летательный аппарат с устройством управления по крену или тангажу при транспортировке расходуемой по весу нагрузки (варианты) Российский патент 2023 года по МПК B64C17/04 B64D1/10 G05D1/08 B64U40/20 B64U101/45 

Изобретение относится к области летательных аппаратов (ЛА), а именно к способам управления легких и/или сверхлегких ЛА, в том числе беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) и вертолетов по крену и тангажу при сбросе грузов. В частности, касается решения управления креном и тангажом в полете при изменении весовых характеристик полезного груза.

В рамках настоящего изобретения под термином сверхлегкая авиация (сокращенно СЛА) - категория пилотируемых летательных аппаратов (сверхлегких самолетов и вертолетов), максимальная взлетная масса и скорость сваливания у которых не превышает определенных значений. Аббревиатура «СЛА» так же обозначает «сверхлегкий летательный аппарат». Аббревиатура «СЛА» встречается в обоих смыслах, как в разговоре, так и в официальной речи, документах и терминологии. Подходящее значение, как правило, легко определить по тексту. Парашюты, воздушные шары и аэростаты, а также модели (планеры или радиоуправляемые) летательных аппаратов к сверхлегкой авиации не относятся. В соответствии с Федеральными авиационными правилами (от 18 июня 2003 года, с правками в 2005 году), и Воздушного кодекса Российской Федерации, начиная с редакции от 18.07.2006 №114-ФЗ, сверхлегким называется аппарат (воздушное судно), имеющий максимальную взлетную массу не более 495 кг (без учета веса авиационных средств спасания) и максимальная калиброванная скорость сваливания (минимальная скорость полета) не более, чем 65 км/ч.

СЛА разделяются на безмоторные (дельтаплан, параплан) и моторные (дельталет, мотодельтаплан, мотопараплан, автожир, микросамолет и тому подобно е). К моторным СЛА так же относятся БПЛА. В разных странах эти требования к СЛА отличаются от принятых в Российской Федерации. Например, в Индии СЛА - это двухместный самолет, имеющий максимальный взлетный вес не более, чем 450 кг, скорость сваливания меньше, чем 80 км/ч и максимальную скорость меньше, чем 220 км/ч.

Понятия «легкая авиация», равно как и «малая авиация», в законодательстве Российской Федерации нет. «Легкая авиация» является собирательным понятием, которое объединяет в себе полеты на воздушных судах максимальной взлетной массой от 495 кг до 3100 кг (вертолеты) и до 5700 кг (самолеты). Летательные аппараты массой до 495 кг относятся к сверхлегким воздушным судам. Согласно п. 2 ст.32 Воздушного кодекса Российской Федерации от 19.03.1997 N 60-ФЗ: «Легкое воздушное судно - воздушное судно, максимальная взлетная масса которого составляет менее 5700 кг, в том числе вертолет, максимальная взлетная масса которого составляет менее 3100 кг.

Так как законодательно понятия СЛА И легкий ЛА не имеют обобщающего эти два класса ЛА обозначения, то в названии изобретения используется выражение «легкий и сверхлегкий летательный аппарат».

Условием балансировки ЛА в установившемся горизонтальном полете является равенство нулю коэффициента момента тангажа и момента крена. При этом это равенство устанавливается по отношению к центру тяжести ЛА. Под понятием зоны центра тяжести понимается зона опорной поверхности ЛА вокруг центра тяжести. Чем ЛА легче, тем меньше по площади эта зона. Устойчивость ЛА в полете определяется управлением аппаратом с целью сохранения положения проекции центра тяжести в опорной зоне. Для СЛА и ЛА, отнесенных к категории малой или легкой авиации перегрузка или перераспределение весовых нагрузок приводят к выходу проекции центра тяжести из этой зоны. Такие проблемы ярко выражены и присущи так же БПЛА самолетного или вертолетного типа, обладающих малым собственным весом, сильной зависимостью устойчивости от места подвеса полезного груза.

Заявленное изобретение рассматривается на примере БПЛА, но используемые по заявленным способам принципы обеспечения устойчивости ЛА по крену и тангажу так же относятся к пилотируемым легким и сверхлегким ЛА.

В настоящее время приобрело широкое распространение использование БПЛА для доставки различных грузов как в гражданских целях (посылки), так и в военных целях (сброс боеприпасов). Если для мультикоптеров вопрос балансировки самого БПЛА при сбросе груза не представляет существенных трудностей, то для скоростных БПЛА, использующих самолетную или вертолетную аэродинамическую схему, вопрос балансировки БПЛА в момент частичного или порционного сброса груза или после полного сброса груза представляет существенную проблему.

В рамках настоящего изобретения вопрос управления креном и тангажом рассматривается на примере исполнения БПЛА вертолетного и самолетного типа. БПЛА вертолетного типа имеет один или несколько винтов и представляют собой классический вертолет. Подъемная сила у аппаратов этого типа также создается аэродинамически, но не за счет крыльев, а за счет вращающихся лопастей несущего винта (винтов). Крылья либо отсутствуют вовсе, либо играют вспомогательную роль. Очевидными преимуществами БПЛА вертолетного типа являются способность зависания в точке и высокая маневренность, поэтому их часто используют в качестве воздушных роботов. БПЛА самолетного типа известен также как БПЛА с жестким крылом. Подъемная сила у этих аппаратов создается аэродинамическим способом за счет потока воздуха, набегающего на неподвижное крыло. Аппараты такого типа, как правило, отличаются большой длительностью полета, большой максимальной высотой полета и высокой скоростью. Существует большое разнообразие подтипов БПЛА самолетного типа, различающихся по форме крыла и фюзеляжа. Практически все схемы компоновки самолета и типы фюзеляжей, которые встречаются в пилотируемой авиации, применимы и в беспилотной.

В рамках настоящего изобретения по термином «тангаж» понимается БПЛА относительно горизонтальной поперечной оси Z (фиг. 1) (продольный момент или момент тангажа Mz, стремящийся повернуть самолет вокруг оси Z), вверх и вниз (положительный тангаж - кабрирование, нос аппарата вверх, отрицательный тангаж - пикирование, нос аппарата вниз). А термин «крен» обозначает поворот самолета вокруг его продольной оси X (фиг. 2), влево или вправо (поперечный момент или момент крена Мх, стремящийся повернуть самолет вокруг оси X). То же самое относится и к мультикоптерам. При этом рассматривается вопрос коррекции балансировки БПЛА по тангажу и крену не вследствие маневрирования аппарата, а в результате нарушения балансировки аппарата во время полета из-за сброса груза, который подвешен или размещен в аппарате в точке, несовпадающей с центром масс БПЛА.

Центр масс самолета находится в точке пересечения осей вращения БРЛА. В этой точке суммируются все силы, действующие на аппарат. Центр масс постоянно меняет свое местоположение. К этому приводят особенности загрузки аппарата. Когда центр масс выходит за очерченный конструкцией данного аппарата рубеж, он может плохо контролироваться или полностью потерять управление. Центр тяжести, центр масс самолета (на англ. Centre of mass, COG) это «воображаемая» точка, в которой пересекаются 3 оси вращения самолета (X, Y, Z).

Вес самолета складывается из веса пустого ЛА (планер, двигатели, несъемное оборудование), веса топлива, боеприпасов (на военных самолетах), грузов, экипажа и т.д. Если найти равнодействующую сил веса всех частей ЛА, то она пройдет через некоторую точку внутри ЛА, называемую центром тяжести. В процессе полета по мере выработки топлива сброса грузов (парашютистов) положение центра тяжести может меняться, что нежелательно с точки зрения балансировки ЛА в полете. Поэтому конструкторы стремятся так разместить грузы в ЛА, чтобы изменение их веса не отражалось на положении центра тяжести. При изменении вариантов загрузки ЛА или при изменении полетного веса в результате выгорания топлива, сброса грузов меняется положение центра тяжести, следовательно, меняется и центровка ЛА. Перемещение грузов внутри самолета в полете также сказывается на положении центра тяжести. При размещении грузов в носовой части самолета центровка становится более передней, и наоборот, размещение грузов в хвостовой части смещает центровку назад, т.е. она становится более задней. Центровка является весьма важной характеристикой ЛА, связанной с его балансировкой, устойчивостью и управляемостью.

При использовании ЛА пилотируемого типа балансировка ЛА в части устранения явлений крена и тангажа осуществляется пилотом посредством средств управления ЛА (различные аэродинамические рули). А для БПЛА задача балансировки аппарата при сбросе груза, не расположенного по центру тяжести, остается нерешенной.

Известен способ фиксации и сброса грузов для БПЛА, по которому сбрасываемые грузы размещают в носовой части фюзеляжа БПЛА с возможностью перемещения в сбрасывающую часть, грузы размещают в носовой части БПЛА последовательно друг за другом с возможностью поочередной фиксации каждого крайнего к сбрасывающей части груза, при этом за последним грузом размещают часть внутренних элементов БПЛА с возможностью их перемещения в носовую часть беспилотного летательного аппарата при сбрасывании каждого груза (RU 2719703, B64D 1/10, опубл. 22.04.2020).

Сброс грузов проводят в направлении полета БПЛА, при этом используют сбрасывающую часть, которая образует выпуклую аэродинамическую поверхность вместе с крайним сбрасываемым грузом в носовой части беспилотного летательного аппарата. А за последним сбрасываемым грузом размещают внутренний элемент беспилотного летательного аппарата, который вместе с сбрасывающей частью образует выпуклую аэродинамическую поверхность. Для сброса каждого из грузов применяют пороховой двигатель с тыльной стороны груза. Как указано в патенте, это обеспечивает сохранение балансировки БПЛА после сброса груза.

Это решение принято в качестве прототипа для всех заявленных объектов.

В известном изобретении сохранение балансировки БПЛА по тангажу (управление по крену не рассматривается) осуществляется за счет перемещения оставшихся после сброса грузов и частей внутренних элементов БЛА в носовую часть. При этом каждый крайний к сбрасывающей части груз поочередно фиксируют. Это обеспечивает сохранение аэродинамического сопротивления и характеристик БПЛА после выброса груза, а также балансировку БПЛА, когда центр давления сохраняет свою позицию за центром масс БПЛА.

В известном решении не оговорен тип БПЛА, указано только на наличие фюзеляжа в связи с чем трудно предположить, где условно находится центр тяжести и как он определен: с учетом груза или без учета груза. Поэтому трудно выявить связь положения груза с местом положения балласта (внутреннего элемента беспилотного летательного аппарата). А эти конструктивные особенности исполнения являются существенными с точки зрения балансировки БПЛА при сбросе груза. Единственное, что позволяет установить решение по прототипу - это то, что сброшенный груз замещается балластом. Но такое решение нельзя рассматривать как решение по управлению тангажом БПЛА. Это решение касается общей балансировки БПЛА в традиционных решениях. Так, при сбросе груза для восстановления баланса относительно центра тяжести производят перераспределение либо других грузов, либо перемещение балластного груза на место удаленного груза. В известном решении нагрузка от балласта, перемещенного в зону сброшенного груза компенсируется центром давления, сохраняющим свою позицию за центром масс БПЛА. А центр давления - это точка приложения равнодействующей сил давления воздуха, распределенных по всей поверхности, крыла. Иными словами, все силы, действующие со стороны воздуха на БПЛА, можно теоретически заменить одной силой, приложенной к аппарату в точке, называемой центр давления. Это возможно лишь в том случае (по отношению к прототипу), если БПЛА выполнено ракетного типа с хвостовым оперением.

В связи с этим вопрос балансировки в прототипе - это задача уравновешивания давления на хвостовое оперение ракетоподобного по схеме БПЛА с его носовой нагрузкой. К управлению по крену и тангажу это не относится.

При анализе уровня техники не обнаружено аналогов, характеризующихся признаками, тождественными всем существенным признакам данного изобретения. А также не выявлено факта известности влияния признаков, включенных в формулу, на технический результат заявляемого технического решения. Следовательно, заявленное изобретение соответствует условиям патентоспособности «новизна» и «изобретательский уровень».

Настоящее изобретение направлено на достижение технического результата, заключающегося в повышении стабилизации пространственного положения БПЛА, нагруженного смещенно от центра тяжести расходуемым в полете грузом, путем регулировки его по крену и тангажу в функции от расхода полезного груза.

Указанный технический результат для первого способа достигается тем, что способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким и сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на этом летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренного при отсутствии этой нагрузки, заключается в том, что на другой стороне этого летательного аппарата на линии, проходящей через линию проекции центра тяжести этого аппарата и линию проекции центра тяжести полезной нагрузки, размещают груз на расстоянии от центра тяжести летательного аппарата для создания крутящего момента, равного крутящему моменту от полезной нагрузки, а при уменьшении веса полезной нагрузки перемещают груз в сторону линии проекции центра тяжести беспилотного летательного аппарата для обеспечения равенства крутящих моментов.

Указанный технический результат для второго способа достигается тем, что способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким и сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на этом летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренного при наличии этой нагрузки, заключается в том, что на линии проекции центра тяжести легкого или сверхлегкого летательного аппарата размещают груз, который перемещают в сторону полезной нагрузки этого летательного аппарата в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.

Указанный технический результат для первого устройства достигается тем, что легкий или сверхлегкий летательный аппарат содержит фюзеляж, в носовой или хвостовой части или по борту которого сформирован отсек или закреплена емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза из носовой или кормовой части или по борту, указанный механизм регулировки крена или тангажа выполнен в виде дополнительного груза, размещенного под фюзеляжем на линии проекции центра тяжести беспилотного летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза.

Укачанный технический результат для второго устройства достигается тем, что легкий или сверхлегкий летательный аппаратсодержи корпус, к которому на расстоянии от линии проекции центра тяжести прикреплен или на котором закреплен отсек или емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза, указанный механизм регулировки крена выполнен в виде дополнительного груза, размещенного на корпусе на расстоянии от линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза.

Указанные признаки являются существенными и взаимосвязаны с образованием устойчивой совокупности существенных признаков, достаточной для получения требуемого технического результата.

Настоящее изобретение поясняется конкретными примерами исполнения БПЛА, которые, однако, не являются единственно возможными, но наглядно демонстрируют возможность достижения требуемого технического результата.

На фиг. 1 изображена схема поворота БПЛА по тангажу, уровень техники;

фиг. 2 - схема поворота БПЛА по крену, уровень техники;

фиг. 3 - БПЛА вертолетного типа с размещенной в носовой части полезной нагрузкой, вариант исполнения первого способа регулировки по тангажу;

фиг. 4 - БПЛА вертолетного типа с размещенной по борту полезной нагрузкой, вариант исполнения первого способа регулировки по крену;

фиг. 5 - БПЛА вертолетного типа с размещенной в носовой части полезной нагрузкой, вариант исполнения второго способа регулировки по тангажу;

фиг. 6 - БПЛА вертолетного типа с размещенной по борту полезной нагрузкой, вариант исполнения второго способа регулировки по крену.

Согласно настоящему изобретению, рассматриваются новые способы управления легким или сверхлегким ЛА, на примере БПЛА, по крену или тангажу при транспортировке им расходуемой по весу полезной нагрузки, располагаемой в хвостовой части или по борту фюзеляжа, то есть смещенно относительно центра тяжести БПЛА. При этом изобретение рассматривается как применяемое для БПЛА вертолетного типа и для БПЛА самолетного типа. В частности, речь идет о БПЛА сельскохозяйственного назначения. В качестве полезной нагрузки - груза, расходуемого во время полета, рассматриваются реагенты для орошения (обработки) полей, вода для полива или тушения возгораний и т.д. Это не ограничивает возможности использования БПЛА в военных, спасательных и иных целях.

Изобретение в части способа управления по крену или тангажу при транспортировке БПЛА расходуемой по весу полезной нагрузки рассматривается для двух вариантом определения центра тяжести БПЛА. Первый вариант основан на том, что центр тяжести весовым способом определяется для БПЛА с учетом размещенной на нем полезной нагрузки. Второй вариант основан на том, что БПЛА может использоваться как ЛА без навешиваемой полезной нагрузки или с навеской этой нагрузки на линии проекции центра тяжести БПЛА (пример многофункционального применения аппарата). Для этого варианта полезная нагрузка размещается на ЛА на расстоянии от его центра тяжести, который определяется в присутствии нагрузки.

Для первого варианта (фиг. 3 и 4) в общем случае, алгоритм управления по крену или тангажу при транспортировке расходуемой по весу полезной нагрузки заключается в следующем:

- определяют центр тяжести БПЛА, замеренный при отсутствии полезной нагрузки,

- полезную нагрузку размещают либо в носовой части, либо по борту фюзеляжа (корпуса) на расстоянии от замеренной (выявленной) линии проекции центра тяжести БПЛА;

- на другой стороне БПЛА на линии, проходящей через линию проекции центра тяжести этого аппарата и линию проекции центра тяжести (условно определенной) полезной нагрузки, размещают груз на расстоянии от центра тяжести БПЛА для создания крутящего момента, равного крутящему моменту от полезной нагрузки (устанавливают баланс по весам в связи с чем груз выбирается с учетом, что создаваемый им крутящий момент уравновешивает крутящий момент от полезной нагрузки).

- при уменьшении веса полезной нагрузки (в результате распыления реагентов или орошения) перемещают груз в сторону линии проекции центра тяжести БПЛА для обеспечения равенства крутящих моментов.

Для этого способа баланс нагрузок на носовую и хвостовую части или по бортам фюзеляжа определяется равенством сил тяжести этих частей БПЛА, разделенных плоскостью, проходящей через центр тяжести аппарата в целом перпендикулярно условной линии, соединяющей эти центры тяжести.

При этом в качестве груза может рассматриваться отдельный элемент, обладающий весом, приравненным к весу полезного груза, или отдельный элемент, обладающий весом, пропорциональным весу полезного груза, в качестве груза может рассматриваться внешне навешиваемый балластный груз или емкость, используемая для полезного оборудования БПЛА.

Регулировка по крену или тангажу проводится путем перемещения груза в сторону полезной нагрузки в направлении к линии проекции центра тяжести БПЛА. При этом при перемещении обеспечивают равенство крутящих моментов от груза на плече до линии проекции и веса полезной нагрузки до этой же линии, но с другой стороны фюзеляжа (корпуса). Чем меньше остается полезной нагрузки по весу, тем ближе располагается груз к линии проекции центра тяжести БПЛА.

Для второго варианта (фиг. 5 и 6) в общем случае, алгоритм управления по крену или тангажу при транспортировке расходуемой по весу полезной нагрузки заключается в следующем:

- полезную нагрузку размещают либо в носовой части, либо по борту фюзеляжа (корпуса) на расстоянии от замеренной (выявленной) линии проекции центра тяжести БПЛА с учетом этой нагрузки (при этом обеспечивают общую балансировку БПЛА);

- на линии проекции центра тяжести БПЛА с полезным грузом размещают дополнительный груз, который перемещают в сторону полезной нагрузки в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.

Для этого способа баланс нагрузок на носовую и хвостовую части или по бортам фюзеляжа определяется восстановлением потерянной части (сброшенной части) полезного груза дополнительным грузом, перемещаемым с линии проекции центра тяжести (на которой организован нулевой баланс, крутящие моменты не образуются).

При этом в качестве груза может рассматриваться отдельный элемент, обладающий весом, приравненным к весу полезного груза, или отдельный элемент, обладающий весом, пропорциональным весу полезного груза, в качестве груза может рассматриваться внешне навешиваемый балластный груз или емкость, используемая для полезного оборудования БПЛА. Так как уравниваются крутящие (поворотные) моменты, то следует понимать, что момент есть производное веса на длину рычага. В связи с этим под понятием «пропорциональный» понимается такой подобранный вес, который на заданной длине рычага (расстоянии) формирует требуемый поворотный момент (правило Архимеда) Регулировка по крену или тангажу проводится путем перемещения груза в сторону полезной нагрузки в направлении от линии проекции центра тяжести БПЛА для восполнения весового параметра полезного груза. При этом при перемещении обеспечивают дополнение весом перемещаемого груза уменьшающегося веса полезной нагрузки. Этим обеспечивают равенство крутящих моментов от полезного груза на плече до линии проекции и крутящего момента, создаваемого другой стороной фюзеляжа (корпуса).

При этом в качестве груза может рассматриваться отдельный элемент, обладающий весом, приравненным к весу выгружаемого полезного груза, в качестве груза может рассматриваться внешне навешиваемый балластный груз или емкость, используемая для полезного оборудования БПЛА.

Ниже рассматриваются конкретные примеры исполнения изобретения на примере конструктивной реализации БПЛА вертолетного типа (фиг. 3-6). Рисунки представлены схемными для демонстрации принципа реализации способов и не рассматривают конкретные формы исполнения этого типа БПЛА (одновинтовая, двухвинтовая. С перекрещивающимся винтом, винтокрылы и т.д.). Изложенное ниже в полной степени относится и к БПЛА самолетного типа, и к БПЛА типа мультикоптеров.

На фиг. 3 представлен вид сбоку на БПЛА вертолетного типа, который в известной схеме исполнения содержит фюзеляж (корпус) 1 (монокок с обшивкой или стержневая рама без обшивки) с хвостовым рулевым винтом 2. Внутри фюзеляжа размещена приводная установка 3 для несущего винта 4, который при подъеме аппарата вращается в горизонтальной плоскости, а так же средство управления (не показано) выгрузкой полезного груза, который помещается в носовой части 4 в отдельной емкости (может быть навешиваемой) или в специально организованном в фюзеляже (корпусе) отсеке. Емкость или отсек с реагентами (как пример полезной нагрузки) расположен в носовой части БПЛА. Если емкость представляет собой отдельный сосуд, размещаемый в ложементе носовой части БПЛА, то определяют условное место расположения центра тяжести этой емкости. На фиг. 3 показаны линия 5 проекций центра тяжести БПЛА, замеренного при отсутствии полезного груза, и линия 6 проекции центра тяжести полезного груза при его нахождении в емкости или загруженного к отсеку. Для обеспечения выравнивания поворотных (крутящих) моментов, провоцирующих изменение движения в полете по тангажу предусмотрено размещение груза 7 в хвостовой части БПЛА, который монтируется на направляющей 8 с возможностью перемещения из крайнего положения в сторону центра тяжести БПЛА. При загрузке БПЛА полезным грузом производят балансировку аппарата за счет расположения груза 7 на направляющей на расстоянии от центра тяжести БПЛА, при котором формируемый грузом поворотный момент уравновешивает поворотный момент на стороне носовой части, проявляющийся от веса полезного груза по отношению к центру тяжести БПЛА.

При использовании, например, БПЛА в сельском хозяйстве в качестве распрыскивателя реагентов (полезный груз) во время полета средство управления обеспечивает опрыскивание, приводящее к постепенной потере изначального веса полезного груза, которая приводит к тангажу. Для каждого ЛА существует своя по размерам зона нечувствительности к изменению положения центра тяжести ЛА. Для больших ЛА эта зона большая, а для БПЛА эта зона сводится к небольшой области вокруг центра тяжести. В связи с этим даже небольшая потеря веса полезной нагрузки приводит к разбалансировке БПЛА, так как центр тяжести выходит за границы этой конструктивной области. По показаниям датчика определения веса или объема, привязанного к весу (для жидкостного реагента это может быть поплавковая система по аналогии с поплавковым датчиком в бензобаке мобильного транспортного средства, как пример возможной реализации) система управления по тангажу выдаем управляющий сигнал на исполнительный механизм, который производит перемещение груза 7 в сторону полезной нагрузки в функции, например, равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза. Это приводит к выравниванию положения БПЛА по тангажу.

Конкретные схемы исполнения привода перемещения груза в рамках настоящего изобретения не рассматриваются в силу многообразия таких решений. Например, направляющая может быть выполнена в виде винта с приводом от шагового электродвигателя. А груз в этом случае может представлять собой гайку, образуя таким образом винтовую передачу, позволяющую с высокой точностью позиционировать груз в точно соответствии с потерей веса полезной нагрузки. Груз может иметь опору на хвостовую часть БПЛА. Как варианты исполнения, такая передача может быть вмонтирована в полость хвостовой части БПЛА.

На фиг. 4 показан пример управления по крену применительно к схеме БПЛА, представленной на фиг. 3. Емкость 9 с реагентами закрепляется со стороны одного борта аппарата, а груз 7 располагают с другого борта аппарата. Алгоритм функционирования такой системы коррекции положения БПЛА в полете повторяет принцип работы, рассмотренный в отношении управления по тангажу.

На фиг. 5 показан пример исполнения БПЛА вертолетного типа, управление по тангажу которого осуществляется в соответствии с вторым способом.

Для аппарата, нагруженного в носовой части полезной нагрузкой, определяют положение его центра тяжести, которое принимается как точка (линия или плоскость, поперечная продольной оси аппарата), относительно которой аппарат считается сбалансированным, то есть все поворотные (крутящие) моменты сведены к нулю. Затем на линии проекции центра тяжести БПЛА размещают груз 7, который приравнивается к весу поле5знйо нагрузки. Во время полета по мере расходования полезного груза в соответствии с потерянным весом перемещают груз в сторону полезной нагрузки в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.

При этом понимается, что груз, равный по весу полезной нагрузке, должен поступать в зону между линиями проекций центров тяжести частично, то есть не полностью и не сразу, а равными долями. Так как груз или его часть в зоне между линиями проекций центров тяжести конструктивно не связан с емкостью или отсеком с полезной нагрузкой, то при вводе в указанную зону части груза образуется поворотный момент, равный сумме поворотных моментов от фрагмента груза и от оставшейся неизрасходованной полезной нагрузки.

Для такого решения груз постоянной формы не используется. В качестве груза рассматривается система связанных между собой отдельных грузов, общий вес которых приравнивается к полному весу неизрасходованной полезной нагрузки. Конструктивно, как пример исполнения, на линии проекции центра тяжести БПЛА могут располагаться несколько таких фрагментарных грузов (например, компоновочно, эти грузы могут рядно располагаться на поперечной линии, перпендикулярной линии проекции центра тяжести БПЛА). По мере израсходования полезной нагрузки в зону между линиями проекций центров тяжести эти грузы выводятся по очереди.

Управление по крену (фиг. 6) для этого способа ничем не отличается от рассмотренного управления по тангажу с той разницей, что емкость 9 закреплена на стороне одного борта аппарата и перемещение груза 7 (комбинации фрагментарных грузов) осуществляется в поперечном относительно продольной оси аппарата направлении в зоне между линиями проекций центров тяжести.

Настоящее изобретение промышленно применимо и позволяет БПЛА облегченной конструкции повысить стабилизацию пространственного положения БПЛА, нагруженного смещенно от центра тяжести расходуемым в полете грузом, путем регулировки его по крену и тангажу в функции от расхода полезного груза.

Группа изобретений относится к области летательных аппаратов. Способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким или сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренном при отсутствии этой нагрузки, заключается в том, что на другой стороне летательного аппарата на линии, проходящей через линию проекции центра тяжести этого аппарата и линию проекции центра тяжести полезной нагрузки, размещают груз на расстоянии от центра тяжести легкого или сверхлегкого летательного аппарата для создания крутящего момента, равного крутящему моменту от полезной нагрузки. При уменьшении веса полезной нагрузки перемещают груз в сторону линии проекции центра тяжести летательного аппарата для обеспечения равенства крутящих моментов. Способ управления во втором варианте характеризуется тем, что груз перемещают в сторону полезной нагрузки в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза. Легкий или сверхлегкий летательный аппарат содержит фюзеляж, в носовой или хвостовой части или по борту которого сформирован отсек или закреплена емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза из носовой или кормовой части или по борту. Механизм регулировки крена или тангажа выполнен в виде дополнительного груза, размещенного под фюзеляжем на линии проекции центра тяжести летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза. Легкий или сверхлегкий летательный аппарат во втором варианте содержит корпус, к которому на расстоянии от линии проекции центра тяжести прикреплен или на котором закреплен отсек или емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза. Механизм регулировки крена выполнен в виде дополнительного груза, размещенного на корпусе на расстоянии от линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата. Группа изобретений направлена на повышение стабилизации пространственного положения летательного аппарата. 4 н.п. ф-лы, 6 ил.

1. Способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким или сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на этом летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренном при отсутствии этой нагрузки, заключающийся в том, что на другой стороне этого летательного аппарата на линии, проходящей через линию проекции центра тяжести этого аппарата и линию проекции центра тяжести полезной нагрузки, размещают груз на расстоянии от центра тяжести легкого или сверхлегкого летательного аппарата для создания крутящего момента, равного крутящему моменту от полезной нагрузки, а при уменьшении веса полезной нагрузки перемещают груз в сторону линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата для обеспечения равенства крутящих моментов.

2. Способ управления по крену или тангажу при транспортировке легким или сверхлегким летательным аппаратом расходуемой по весу полезной нагрузки, размещенной на этом летательном аппарате на расстоянии от его центра тяжести, замеренном при наличии этой нагрузки, заключающийся в том, что на линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата размещают груз, который перемещают в сторону полезной нагрузки легкого или сверхлегкого летательного аппарата в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения груза одной весовой единице выгруженного полезного груза.

3. Легкий или сверхлегкий летательный аппарат, содержащий фюзеляж, в носовой или хвостовой части или по борту которого сформирован отсек или закреплена емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза из носовой или кормовой части или по борту, отличающийся тем, что указанный механизм регулировки крена или тангажа выполнен в виде дополнительного груза, размещенного под фюзеляжем на линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза.

4. Легкий или сверхлегкий летательный аппарат, содержащий корпус, к которому на расстоянии от линии проекции центра тяжести прикреплен или на котором закреплен отсек или емкость для размещения полезного груза, подлежащего порционной или штучной выгрузке во время полета, а также механизм регулировки крена или тангажа в соответствии с алгоритмом высвобождения полезного груза, отличающийся тем, что указанный механизм регулировки крена выполнен в виде дополнительного груза, размещенного на корпусе на расстоянии от линии проекции центра тяжести этого летательного аппарата и смонтированного на валу с возможностью перемещения в направлении отсека или емкости с полезным грузом в соответствии с функцией равенства одной линейной единицы перемещения дополнительного груза одной весовой единице подлежащего выгрузке полезного груза.