Летательный аппарат Советский патент 1993 года по МПК B64B1/58 

Изобретение относится к авиатехнике, в частности к воздухоплавательным и планирующим летательным аппаратам.

Целью изобретения является улучшение аэродинамических характеристик и упрощение конструкции.

На фиг.1 изображен летательный аппарат в стартовом положении и в режиме набора высоты с выключаемым баллоном, расположенным с вогнутоискривленной стороны оболочки постоянного баллона; на фиг.2 - то же, вариант расположения выключаемого баллона с выпуклой стороны постоянного баллона; на фиг.З - вариантное решение со стартовым положением постоянного баллона с углом атаки, превышающим 45°; на фиг.4 - летательный аппарат в режиме планирующего полета.

.Летательный аппарат содержит наполненные газом легче воздуха баллоны 1 и 2. Баллон 1 выполнен постоянно функционирующим, а баллон 2 выполнен выключаемым на определенной высоте для перевода аппарата из режима подъема в режим спуска. Аппарат снабжен стропами 3, которые в основных вариантных решениях преимущественно прикреплены к постоянно функционирующему баллону 1 по его периметру. В стартовом положении стропы 3 зарифо- ваны в нижней части и собраны в рифовоч- н.ый узел 4. Нижние концы строп 3 объединены с подвесной системой 5, которая предназначена для крепления к ней полезного груза 6.

. Баллон 1 постоянно функционирующего типа выполнен в виде несимметричной оболочки и имеет форму профилированного крыла, поверхность 7 которого выполнена выпуклой, а поверхность 8 может быть квазиплоской или выпукло-вогнутой, В стартовом положении крыловидный баллон 1 своей утолщенной, лобовой фронтальной зоной 9 крыла, устремлен вверх. При этом

проекция баллона 1 на горизонтальную плоскость минимальна, а его проекция по крайней мере на одну из вертикальных плоскостей максимальна и превышает площадь первой проекции.

Стропы 3 в стартовом положении зари- фованы асимметрично с образованием ри- фовочного узла 4 в зоне, примыкающей к подвесной системе 5. что сокращает длину

привода разрифовки и упрощает управление аппаратом. Нагрузка от полезного груза б и подвесной системы 5 через рифовочный узел 4 передается на все стропы 3, а через них на баллон 1, который в стартовом положении и в режиме набора высоты усилен баллоном 2.

Баллон 2 выключаемого типа расположен с одной из сторон баллона 1, прилегая к поверхностям 7 или 8 его оболочки. Раэмещение баллона 2 со стороны вогнутой поверхности 8 предпочтительно с точки зрения уменьшения аэродинамического сопротивления аппарата на этапе старта и набора высоты, а размещение баллона 2 со

стороны поверхности 7, незначительно увеличивая общее аэродинамическое сопротивление, создает ряд преимуществ при выключении баллона 2. в частности при отделении баллона 2 для его автономного полета.

Для летательного аппарата возможен вариант его исполнения, когда путем целенаправленной рифовочной фиксации строп 3 подбирают асимметричное сочетание их

длин и таким образом придают крыловидному балло-ну 1 угол атаки, величина которого относительно горизонта превышает 45°. Такой угол атаки необычен и неприемлем для ориентации крыльев в других летательных

аппаратах, но в данном случае он позволяет использовать парусность баллона 1 для маневров и перемещений в атмосфере при наличии воздушных потоков, а в условиях

штиля такой угол обеспечивает взлет с набором высоты под крутым углом, направленный, например, в сторону последующего планирующего спуска аппарата.

Для обеспечения подъема аппарата по спиральной траектории возможен вариант исполнения, когда за счет дополнительной асимметрии в рифовке строп 3 образуется высотный дифферент фронтальной лобовой зоны 9 баллона 1 по горизонту. В данном случае крыловидному баллону 1 придают не только угол атаки, но и дополнительный перекос относительно горизонта, при котором один крайний участок лобовой зоны 9 расположен выше другого крайнего участка этой зоны 9.

В одном из вариантных решений описываемого летательного предусмотрено выполнение баллона 2 секционированным. При этом секции могут разделены герметичными мембранами с возможностью автономного выключения каждой секции или же некоторые из них могут быть выполнены невыключаемыми. В последнем случае невыключаемыми выполняют преимущественно крайние левую и правую секции баллона 2, ориентированные осями навстречу направлению подъема или планирующего полета. При таком варианте возможно частичное объединение оболочек баллонов 1 и 2.

Летательным аппарат работает следующим образом.

При запуске аппарата баллоны 1 и 2 ориентированы своими продольными осями вверх, вертикально или с отклонением от вертикали не более чем на 45°. После набора заданной высоты автомат или аэронавт разрифовывает стропы 3 и одновременно, либо с некоторым опережением, либо с некоторым отставанием осуществляет частичное или полное выключение баллона 2. в результате чего аппарат переходит в режим планирующего полета. Управление полетом аппарата осуществляют путем натяжения и временной рифовки и разрифовки соответствующих строп 3.

Формула изобретения 1. Летательный аппарат, включающий наполненные газом легче воздуха баллоны, стропы и подвесную систему, отличающийся тем, что, с целью улучшения аэродинамических характеристик, упрощения конструкции, баллоны выполнены постоянно функционирующего и выключаемого ти5 па, при этом, баллон постоянно функционирующего типа выполнен в виде несимметричной оболочки, имеющей форму профилированного крыла, одна из поверхностей которого выполнена полого выпук0 лой или выпукло-вогнутой, причем крыло в стартовом положении ориентировано минимальной проекцией в горизонтальной и максимальной вертикальной плоскости, а стропы в стартовом положении асимметрич5 но зарифованы с образованием системы элементов, каждый из которых через рифу- ющее устройство нагружен от подвесной системы с передачей стартовых и полетных усилий по крайней мере на баллон постоян0 но функционирующего типа, при этом баллон выключаемого типа в стартовом положении прикреплен к нему сбоку с выпуклой или с противоположной стороны. 2. Аппарат по л.1,отличающийся

5 тем, что по крайней мере баллон выключаемого типа выполнен секционированным с возможностью последовательного и неполного выключения секций, причем последовательно автономно выключаемыми или

0 невыключаемыми выполнены преимущественно его крайние протяженные ориентированные осями навстречу направлению подъема или планирующего полета секции.

5 3. Аппарат л о пп.1 и2.отл и ч а ю- щ и и с я тем. что по крайней мере крайние секции баллона выключаемого типа выполнены с частичным объединением оболочки с баллоном постоянно функционирующего

0 типа в виде единой на общий участках стенки-мембраны, разделяющей и объединяющей баллоны.

4.Аппарат по п.1,отличающийся тем. что асимметричная зарифовка строп

5 выполнена с образованием исходного фиксированного угла атаки баллона постоянно функционирующего типа более 45°.

5.Аппарат по п. 1,отличающийся тем, что стропы в стартовом положении за0 рифованы с образованием дополнительного дифферента фронтальной зоны баллона постоянно функционирующего типа.

$(/.Ј

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к технике летательных аппаратов с баллонами, заполняемыми газом легче воздуха. Целью изобретения является улучшение аэродинамических упрощения конструкции. Летательный аппарат состоит из наполняемых газом легче воздуха баллонов 1 -постоянно функционирующего и 2 - выключаемого типа, стропы 3 и подвесной системы 4. Баллон 1 выполнен в виде несимметричной оболочки в форме профилированного крыла с выпуклой 7 и выпукло-вогнутой поверхностью 8. Баллон 2 прикреплен к баллону 1 и в стартовом положении баллоны ориентированы продольной осью вверх, при этом стропы 3 асимметрично зарифованы с передачей через них, ри- фующее устройство и подвесную систему

фи&.З