СХЕМА РАСКЛАДЫВАНИЯ КРЫЛА МАЛОЗАМЕТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА МАЛОЙ РАЗМЕРНОСТИ Российский патент 2024 года по МПК B64C3/56 B64U10/25 

Изобретение относится к авиационной технике, а конкретно к схеме раскладывания крыльев.

Для малозаметного летательного аппарата малой размерности (далее малозаметный ЛА малой размерности) применяются высокие требования по его размещению в транспортировочном положении при размещении на носителе. С учетом данного условия критичным становится вопрос конструктивной реализации схемы раскладывания крыла с целью решения вопроса поперечной устойчивости при отделении малозаметного ЛА малой размерности от носителя. Так же существенными факторами, накладывающие ограничения при проектировании схемы раскладывания крыла, являются:

- снижение нагрузок на малозаметный ЛА малой размерности в транспортировочном положении с целью уменьшения массы ЛА,

- минимизация влияния стыка крыло-фюзеляж на уровень радиолокационной (далее - РЛ) заметности в разложенном положении.

Обозначенные факторы влияют на техническую реализацию узлов складывания и конструктивно-силовую схему малозаметного ЛА малой размерности.

Особенности применения малозаметного ЛА малой размерности диктуют существенные ограничения на габариты в транспортной конфигурации, что делает необходимым применение узлов складывания крыла.

Из уровня техники известна система раскладывания крыла для консолей крыла (патент RU №2478907, опубликованный 10.04.2013 г.). При этом для каждой консоли используется свой привод и фиксаторы разложенного и сложенного положения. Также известна система складного крыла (патент RU №2737816, опубликованный 03.12.2020 г.), где крылья укладываются на одном уровне, занимая обратную стреловидность в разложенном состоянии.

Известные системы обладают существенными недостатками, заключающимися в невозможности обеспечить поперечную устойчивость малозаметного ЛА малой размерности при реализации требования по обеспечению низкого уровня малой РЛ заметности, как в положении, установки на носителе (крылья сложены), так и при самостоятельном полете (крылья разложены). Также существенным недостатком известных схем и систем раскладывания крыльев малоразмерных ЛА является достаточно большие габариты в транспортировочном положении, что существенно ограничивает количество размещения малоразмерных ЛА на носителях.

Таким образом, задачей заявленного изобретения является устранение недостатков известного уровня техники.

Техническим результатом, на достижение которого направлено заявленное изобретение является уменьшение размеров малозаметного ЛА малой размерности в транспортировочном положении, обеспечение поперечной устойчивости малоразмерного ЛА при отделении от носителя, уменьшение РЛ заметности малоразмерного ЛА после отделения от носителя, а также снижение массы малоразмерного ЛА.

Заявленные технические результаты полностью достигаются в заявленном изобретении.

Схема раскладывания крыла малозаметного летательного аппарата малой размерности содержит фюзеляж малоразмерного летательного аппарата, наплыв, неподвижно размещенный на боковой части фюзеляжа, привод раскладывания крыла, механизм раскладывания крыла, крыльевой поворотный узел раскладывания крыла, внутрифюзеляжный неподвижный узел раскладывания крыла и консоль крыла. Ось раскладывания крыла на видах сверху и спереди по отношению к фюзеляжу летательного аппарата расположена под острым углом, образуя дугообразную траекторию раскладывания крыла из сложенного положения в разложенное. В диапазоне от ¹/₄ до ¹/₃ части траектории раскладывания консоли крыла образуют угол поперечного V-крыла на фронтальной проекции, который составляет от 25 до 20 градусов. Верхняя и нижняя линии стыка консоли крыла и наплыва выполнены криволинейными, а нижняя линия стыка консоли крыла и наплыва располагается ближе к фюзеляжу по отношению к верхней линии стыка консоли крыла и наплыва, образуя наклонную ломаную поверхность стыка консоли крыла и наплыва.

Далее более подробно заявленное изобретение поясняется чертежами, на которых:

На фиг. 1 представлены заявленные малозаметный ЛА малой размерности, размещенные на носителе (вид спереди).

На фиг. 2 представлена траектория раскладывания левой консоли крыла малозаметного ЛА малой размерности.

На фиг. 3 представлено сечение А-А на фиг. 2.

На фиг. 4 представлен механизм раскладывания левой консоли крыла.

На фиг. 5 представлена левая консоль крыла в разложенном состоянии (вид спереди).

На фиг. 6 представлена левая консоль крыла в разложенном состоянии (вид сверху).

На представленных фигурах элементы заявленной схемы обозначены следующими позициями:

1 - фюзеляж малозаметного летательного аппарата малой размерности,

2 - наплыв,

3 - механизм раскладывания крыла,

4 - поворотный узел раскладывания крыла,

5 - внутрифюзеляжный неподвижный узел раскладывания крыла,

6 - консоль крыла,

6а - консоль крыла в разложенном положении,

6б - консоль крыла в сложенном состоянии,

7 - ось раскладывания крыла,

8 - нижняя линия стыка наплыва с крылом,

8а - верхняя линия стыка наплыва с крылом,

9 - наклонная ломаная поверхность стыка наплыва с крылом,

10 - носитель,

11 - переходное устройство,

12 - подвижный элемент носителя (створки, механизация и др.),

13 - плоскость симметрии,

14 - траектория раскладывания крыла,

15 - теоретический контур профиля крыла,

16 - оперение,

20 - направление полета.

Положение узлов раскладывания (складывания) определяется размерами b и размерами c, h, e (см. фиг. 1), заданные требованиями заказчика, отраслевой документацией. Таким образом, можно однозначно получить максимально допустимые габариты, которые позволяют определить положение узла и оси раскладывания относительно фюзеляжа малозаметного ЛА малой размерности.

Малозаметный летательный аппарат малой размерности выполнен зеркально относительно продольной вертикальной плоскости симметрии (13).

Заявленная схема содержит фюзеляж (1) малозаметного ЛА, наплыв (2), неподвижно размещенный на боковой части фюзеляжа (1), привод раскладывания крыла, механизм (3) раскладывания крыла, крыльевой поворотный узел (4) раскладывания крыла, внутрифюзеляжный неподвижный узел (5) раскладывания крыла и консоль крыла (6).

Схема раскладывания определяется положением оси узла (4) раскладывания крыла. Ось крыла по ширине (по оси OZ) задается исходя из транспортировочного положения на носителе, в зоне максимальной строительной высоты профиля крыла (Cmax) в наплывах (2), которая являются конструктивной частью фюзеляжа (1). Положение оси (7) раскладывания крыла в пространстве задается в соответствии с фигурами 3, 5 и 6. При этом, на виде сверху и на виде спереди ось направлена под острым углом в сторону фюзеляжа. Для получения линий раскроя малозаметного стыка крыло фюзеляж задается Плоскость Z (см. фиг. 3). Плоскость Z проведена по нормали к оси (7) так, чтобы при пересечении теоретических обводов плоскости образовывались линии (8, 8а) стыка крыло-фюзеляж (см. фиг. 6).

Пространственное размещение оси (7) раскладывания крыла и ее угол наклона позволяют локализовать зону стыка раскладываемой (консоль крыла (6)) и неподвижной частей крыла (наплыв (2)). При формировании нижней и верхней линий (8, 8а) стыка крыло-фюзеляж под заданными пространственными углами с учетом требований к величинам зазоров и ступенек в зоне стыка обеспечивается минимальное влияние стыка крыла в разложенном положении на уровень РЛ заметности всего ЛА.

Верхняя и нижняя линии (8, 8а) стыка консоли крыла и наплыва выполнены криволинейными. Нижняя линия (8) стыка консоли крыла и наплыва располагается ближе к фюзеляжу по отношению к верхней линии (8а) стыка консоли крыла и наплыва, образуя наклонную к горизонтальной и вертикальной плоскостям поверхность (9) стыка консоли крыла и наплыва.

В заявленном изобретении реализована схема с поворотом консольной части крыла вокруг одной пространственной оси с синхронизацией раскладывания консолей оперения и крыла за счет кинематической схемы, приводимой механизмом (3) раскладывания крыла, расположенным внутри фюзеляжа (см. фиг. 4)

Таким образом, заявленная схема раскладывания крыла включает в себя систему, состоящую из сложенного положения крыла, траекторию раскладывания крыла и узла раскладывания крыла.

Наибольшее влияние на облик узла, его технологичность и массу оказывают нагрузки на крыло при раскладывании после отделения от носителя. Параметры отделения строго ограничены существующим парком самолетов-носителей, из-за чего снижение нагрузок можно добиться только за счет заявленной схемы раскладывания крыла. Траектория раскладывания определяется единственной осью (7) раскладывания крыла таким образом, чтобы угол установки профиля крыла в каждый момент времени раскладывания находился в допустимых границах поперечной устойчивости аэродинамической схемы ЛА с проверкой по вышеуказанным критериям. В результате полученной схемы раскладывания крыла повышается поперечная устойчивость малозаметного ЛА малой размерности в воздухе, уменьшаются потребные габаритные размеры узла складывания, что влечет за собой уменьшение массы конструкции, возможность повышения ее технологичности и, как следствие, уменьшение стоимости узла элементов складывания крыла.

Изобретение относится к авиационной технике, а конкретно к схеме раскладывания крыльев. Схема раскладывания крыла малозаметного летательного аппарата малой размерности содержит фюзеляж малоразмерного летательного аппарата, наплыв, неподвижно размещенный на боковой части фюзеляжа, привод раскладывания крыла, механизм раскладывания крыла, крыльевой поворотный узел раскладывания крыла, внутрифюзеляжный неподвижный узел раскладывания крыла и консоль крыла. Причем ось раскладывания крыла на видах сверху и спереди по отношению к фюзеляжу летательного аппарата расположена под острым углом, образуя дугообразную траекторию раскладывания крыла из сложенного положения в разложенное. При этом в диапазоне от ¹/₄ до ¹/₃ части траектории раскладывания консоли крыла образуют угол поперечного V-крыла на фронтальной проекции, который составляет от 25 до 20 градусов. При этом верхняя и нижняя линии стыка консоли крыла и наплыва выполнены криволинейными, а нижняя линия стыка консоли крыла и наплыва располагается ближе к фюзеляжу по отношению к верхней линии стыка консоли крыла и наплыва, образуя наклонную ломаную поверхность стыка консоли крыла и наплыва. Техническим результатом является уменьшение размеров малозаметного ЛА малой размерности в транспортировочном положении, обеспечение поперечной устойчивости малоразмерного ЛА при отделении от носителя, уменьшение РЛ заметности малоразмерного ЛА после отделения от носителя, а также снижение массы малоразмерного ЛА. 6 ил.

Схема раскладывания крыла малозаметного летательного аппарата малой размерности, характеризующаяся тем, что содержит фюзеляж малоразмерного летательного аппарата, наплыв, неподвижно размещенный на боковой части фюзеляжа, привод раскладывания крыла, механизм раскладывания крыла, крыльевой поворотный узел раскладывания крыла, внутрифюзеляжный неподвижный узел раскладывания крыла и консоль крыла, причем ось раскладывания крыла на видах сверху и спереди по отношению к фюзеляжу летательного аппарата расположена под острым углом, образуя дугообразную траекторию раскладывания крыла из сложенного положения в разложенное, при этом в диапазоне от ¹/₄ до ¹/₃ части траектории раскладывания консоли крыла образуют угол поперечного V-крыла на фронтальной проекции, который составляет от 25 до 20 градусов, при этом верхняя и нижняя линии стыка консоли крыла и наплыва выполнены криволинейными, а нижняя линия стыка консоли крыла и наплыва располагается ближе к фюзеляжу по отношению к верхней линии стыка консоли крыла и наплыва, линии образуют наклонную ломаную поверхность стыка консоли крыла и наплыва.