МАЛОГАБАРИТНАЯ БЕСПИЛОТНАЯ АВИАЦИОННАЯ СИСТЕМА
SMALL-SIZED UNMANNED AIRCRAFT SYSTEM

Область техники
Изобретение относится к области разработки и применения мобильных малогабаритных беспилотных авиационных систем с беспилотными летательными аппаратами самолетного типа с ручным запуском и парашютной посадкой, предназначенных для воздушного наблюдения, разведки, обнаружения и сопровождения интересующих объектов на суше и на море. Беспилотная авиационная система может быть широко использована в гражданских областях, например, при обнаружении чрезвычайных ситуаций и ликвидации их последствий.
Уровень техники
Известна переносная малогабаритная авиационная система по патенту США на изобретение №7237750, опубликованному 03.07.2007, в которой беспилотный летательный аппарат модульной конструкции включает в свой состав: носовую часть с установленной в ней полезной нагрузкой, содержащую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом; левую и правую консоли крыла, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла; фюзеляж, содержащий центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения носовой части, левой и правой консолей крыла к фюзеляжу; силовую установку, расположенную на фюзеляже и снабженную двумя двигателями с тянущими воздушными винтами. Этот беспилотный летательный аппарат может быть собран для полета и разобран для транспортировки с помощью указанных узлов крепления и замочных соединений носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу. Посадка беспилотного летательного аппарата осуществляется по-самолетному, то есть на нижнюю часть фюзеляжа и крыла при отсутствии колесного шасси. Для уменьшения вероятности поломок при посадке предполагается, что в момент приземления и возможного сильного удара о землю левая и правая консоли крыла беспилотного летательного аппарата отсоединяются от его фюзеляжа благодаря наличию замочных соединений. Это позволяет погасить удар и уменьшить вероятность серьезных повреждений конструкции самого летательного аппарата. Использованные в прототипе центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения частей крыла с фюзеляжем увеличивают массу летательного аппарата, что при прочих равных условиях снижает продолжительность его полета и ограничивает возможность установки более эффективных и массивных полезных нагрузок. Замочные соединения в прототипе являются ненадежными, так как они не имеют стопорных элементов. При резких порывах ветра и возникновении больших ветровых нагрузок на беспилотный летательный аппарат нельзя исключить самопроизвольную расстыковку частей крыла от фюзеляжа в полете. Это может привести к потере беспилотного летательного аппарата и срыву выполнения полетного задания.
Известна переносная малогабаритная авиационная система по патенту США на изобретение №5035382, опубликованному 30.07.1991, в которой разборный беспилотный летательный аппарат с ручным запуском состоит из сборочных компонентов, размещенных вместе в упаковке, которая по размеру значительно короче, чем размах крыла беспилотного летательного аппарата. Беспилотный летательный аппарат включает фюзеляж, имеющий относительно увеличенную переднюю часть и относительно уменьшенную заднюю часть с вертикальным стабилизатором, пропеллер, электрический двигатель и электрическую батарею для энергопитания электрического двигателя, которые размещены в передней части фюзеляжа. Центральная панель крыла, имеет съемное крепление к передней части фюзеляжа, а консоли крыла снабжены съемными креплениями к противоположным концам центральной панели крыла. Консоли крыла установлены под двугранным углом около 5 градусов. Горизонтальное хвостовое оперение установлено в задней части фюзеляжа, которая съемно прикреплена к передней части фюзеляжа. Центральную панель крыла, консоли крыла и хвостовое оперение можно укладывать в одну упаковку вместе с передней и задней частями фюзеляжа. Съемные крепления включают соединение в виде сопрягаемых вставного штыря и гнезда. Беспилотный летательный аппарат снабжен рулем направления и содержит прецессионный гироскоп, размещенный в фюзеляже и оперативно связанный с рулем направления для его контроля. Гироскоп имеет ось чувствительности, направленную вверх и наклоненную вперед относительно оси рыскания на угол между 10 градусами и 50 градусами, для возможности реагирования на движение летательного аппарата по рысканию и по крену. Основным недостатком указанной малогабаритной беспилотной авиационной системы является большая ударная нагрузка на беспилотный летательный аппарат при посадке без парашюта по самолетному, то есть на нижнюю часть фюзеляжа при отсутствии колесного шасси. Это может приводить к повреждению как самого беспилотного летательного аппарата, так и полезной нагрузки при посадке на твердую каменистую поверхность. Обеспечение повышенной ударопрочности конструкции беспилотного летательного аппарата приводит к увеличению его массы и стоимости. Необходимость ремонта, в случае повреждений, увеличивает эксплуатационные расходы.
Для устранения этого недостатка в малогабаритных беспилотных авиационных системах используют парашютную посадку беспилотных летательных аппаратов.
Известна малогабаритная беспилотная авиационная система, включающая беспилотный летательный аппарат с парашютной системой посадки по патенту РФ на изобретение №2456211, опубликованному 20.07.2012. Он содержит фюзеляж, две консоли крыла и парашютную систему посадки, включающую вытяжной парашют, основной парашют, стропы и подвесную систему. Парашютная система размещена внутри фюзеляжа. Стропы парашютной системы уложены в общем защитном чехле, а стропы подвесной системы прикреплены к концевым частям крыла с помощью трехстепенных шарниров и держателей. Части консоли крыла выполнены с возможностью их поворота относительно оси, параллельной хорде крыла, и снабжены замками-фиксаторами. В полете стропы подвесной системы уложены в канале, расположенном справа и слева вдоль фюзеляжа и вдоль консолей крыла. Для посадки после остановки двигателя по команде оператора наземного пункта управления осуществляют открытие створок вытяжного парашюта, освобождают фиксирующую оболочку, выталкивают купол вытяжного парашюта с помощью пружины в направлении, противоположном движению беспилотного летательного аппарата, вытягивают купол основного парашюта, который после раскрытия тормозит продольное движение до нулевой скорости. По команде автопилота электроприводы редуктора замков-фиксаторов поворачиваются и освобождают консоли крыла, которые, складываясь, обеспечивают плавное перемещение купола основного парашюта в вертикальное положение. Посадка беспилотного летательного аппарата с консолями крыла, сложенными в вертикальной плоскости, позволяет избежать их повреждения при сложных условиях посадки и снизить вероятность зацепления строп подвесной системы и строп основного парашюта за хвостовое оперение при переходе основного парашюта из горизонтального положения в вертикальное положение. Однако крепление строп подвесной системы не к фюзеляжу, а к консолям крыла вызывает необходимость значительного повышения их прочности, что вместе с трехстепенными шарнирами и держателями существенно усложняет конструкцию беспилотного летательного аппарата, повышает его массу и стоимость, приводит к снижению скорости и дальности полета, а также ограничивает массу полезной нагрузки.
Известен способ парашютной посадки беспилотного самолета и парашютная система посадки беспилотного самолета, входящего в состав малогабаритной беспилотной авиационной системы, по патенту РФ на изобретение №2592961, опубликованному 27.07.2016. Беспилотный самолет с парашютной системой посадки содержит парашют со стропами и подвесной системой, две консоли крыла, стыкуемые посредством фиксируемых шарнирных узлов с возможностью поворота относительно параллельной хорде крыла оси и шарнирного складывания консолей при их расфиксации. Шарнирные узлы стыковки консолей крыла с самолетом выполнены легкоразъемными при разрушении одноразовых элементов фиксации от тарированной нагрузки после поворота консолей в сторону нижней поверхности самолета, к которой прикреплена подвесная система парашюта, на которой установлен замок отсоединения от нее строп парашюта или их части. Консоли снабжены гибкими тягами. Гибкая тяга одной консоли крыла соединена с узлом запирания замка. Способ парашютной посадки беспилотного самолета характеризуется тем, что при раскрытии посадочного парашюта самолет переворачивают и производят снижение верхней поверхностью вниз, приземляют его на одну из законцовок консолей крыла и амортизируют энергию удара работой на разрушение элемента фиксации шарнирного узла консоли при ее рычажном повороте от ударной нагрузки на законцовку и отделяют консоль от самолета. Изобретение направлено на обеспечение надежной посадки при эксплуатации. Основным недостатком этого технического решения является необходимость проведения ремонта после каждой посадки для замены разрушенных одноразовых элементов фиксации и поврежденных законцовок консолей крыла от удара при приземлении на неровную каменистую поверхность. Это усложняет и удорожает эксплуатацию.
Известна малогабаритная беспилотная авиационная система, содержащая беспилотный летательный аппарат с устройством выпуска парашюта по патенту США на изобретение №8191831, опубликованному 05.06.2012. Беспилотный летательный аппарат, выполненный по самолетной схеме, содержащий фюзеляж, крыло, прикрепленное к фюзеляжу и выполненное в виде левой консоли крыла и правой консоли крыла, снабженное управляющими поверхностями, выполненными в виде элевонов, двигательную установку, включающую двигатель с пропеллером толкающего типа, прикрепленный к фюзеляжу в задней части беспилотного летательного аппарата, систему навигации, систему управления полетом, средства двусторонней радиосвязи с наземным пунктом управления, полезную нагрузку в виде электронно-оптической системы, установленную в передней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата, систему парашютной посадки, включающую парашютный отсек, установленный в фюзеляже, размещенный в парашютном отсеке парашют, створку парашютного отсека, механизм открытия створки парашютного отсека и выброса парашюта, гибкий фал парашюта, уложенный по поверхности задней части фюзеляжа, один конец которого прикреплен к стропам парашюта, а другой конец прикреплен к трем стропам крепления фала к верхней части фюзеляжа в области расположения центра тяжести беспилотного летательного аппарата, механизм отцепления парашюта после посадки, воздушный амортизатор, выполненный в виде надувного мешка, размещенного со стороны нижней части фюзеляжа. Основным недостатком беспилотного летательного аппарата является низкая надежность из-за относительно высокой вероятности аварийной ситуации при неблагоприятных условиях из-за зацепа строп привязной системы и строп выброшенного вниз парашюта за хвостовое оперение и пропеллер двигателя, которые расположены в хвостовой части фюзеляжа за парашютным отсеком.
Известна переносная малогабаритная авиационная система по патенту РФ на полезную модель №132575, опубликованному 20.09.2013. По совокупности общих существенных признаков техническое решение по указанному патенту выбрано в качестве прототипа.
Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки, включающая наземную станцию управления, бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом и выполненный по самолетной аэродинамической схеме разборный беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж цилиндрической формы, в передней части которого размещен отсек цилиндрической формы с обтекателем в форме полусферы для полезной нагрузки, включающей оптико-электронную систему в виде гиростабилизированной телевизионной и инфракрасной камеры, сверху фюзеляжа установлен пилон обтекаемой формы, в передней верхней части которого смонтирован парашютный отсек с посадочным парашютом и привязной системой парашюта, снабженной привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, в задней части размещена мотогондола с электрическим двигателем толкающего типа, снабженного складным пропеллером, высоко расположенное крыло, имеющее трапециевидную форму и состоящее из левой консоли крыла, снабженной левым элероном, и правой консоли крыла, снабженной правым элероном, прикрепленных к фюзеляжу с помощью разъемного соединения с применением узлов крепления и фиксации, и закрепленную к задней части фюзеляжа хвостовую балку, несущую Т-образное хвостовое оперение с неподвижным вертикальным оперением и с горизонтальным оперением, снабженным по его задней кромке рулем высоты.
Прототип не обеспечивает надежную и безаварийную парашютную посадку беспилотного летательного аппарата при неблагоприятных погодных условиях.
При парашютной посадке из-за порывов ветра в момент касания земли беспилотный летательный аппарат, раскачиваясь на парашюте, может не находится в горизонтальном положении. Некоторые эволюции беспилотного летательного аппарата по крену могут быть не столь критичными с точки зрения повреждения левой или правой консолей прикрепленного к фюзеляжу крыла из-за высокого расположения крыла. Даже небольшая эволюция беспилотного летательного аппарата по тангажу с высокой вероятностью может приводить к аварийным ситуациям при приземлении на твердую каменистую поверхность. При наклоне носовой части вниз можно повредить отсек полезной нагрузки и размещенную в нем дорогостоящую оптико-электронную систему. При наклоне хвостовой части вниз может быть сломана хвостовая балка. Необходимость частого ремонта после аварийных приземлений беспилотного летательного аппарата приводит к значительному повышению эксплуатационных затрат в процессе практического использования указанной малогабаритной беспилотной системы.
Сущность изобретения
Заявленная малогабаритная беспилотная авиационная система обеспечивает надежную и безаварийную парашютную посадку беспилотного летательного аппарата и позволяет снизить эксплуатационные затраты при использовании малогабаритной беспилотной авиационной системы.
Указанный положительный эффект достигается за счет того, что
- сверху фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата установлен пилон, имеющий цилиндрическую форму и одинаковый диаметр с отсеком цилиндрической формы, продольная ось которого параллельна продольной оси беспилотного летательного аппарата,
- передняя часть отсека цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости смещена вперед относительно передней части фюзеляжа цилиндрической формы на величину, превышающую диаметр отсека цилиндрической формы,
- задняя часть пилона цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости выполнена совпадающей по вертикали с задней частью фюзеляжа цилиндрической формы, снабженного плавным переходом к мотогондоле вверху и плавным переходом к хвостовой балке внизу,
- внешние боковые поверхности, между которыми заключены пилон цилиндрической формы и фюзеляж цилиндрической формы выполнены выпуклыми наружу с плавным сужением от центральной части к передней части и к задней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата,
- от передней нижней части пилона цилиндрической формы к передней части фюзеляжа цилиндрической формы выполнен плавный переход с радиусом в центральной продольной вертикальной плоскости, находящимся в диапазоне от одного до трех диаметров пилона цилиндрической формы,
- крыло, имеющее трапециевидную форму и состоящее из левой консоли крыла и правой консоли крыла, прикреплено к верхней части пилона цилиндрической формы с помощью разъемного соединения с применением узлов крепления и фиксации, так что плоскость крыла расположена выше плоскости горизонтального хвостового оперения,
- к передней части пилона цилиндрической формы присоединен отсек цилиндрической формы с полезной нагрузкой с общей продольной осью,
- в задней части пилона цилиндрической формы установлена мотогондола с электрическим двигателем толкающего типа с плавным сужением в направлении к пропеллеру,
- парашютный отсек с посадочным парашютом и с привязной системой парашюта, снабженной устройством отцепа парашюта после приземления, привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, размещен в центральной верхней части пилона цилиндрической формы,
- привязная система парашюта снабжена передними и задними привязными стропами разной длины, обеспечивающими при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов.
В малогабаритной авиационной системе привязная система парашюта беспилотного летательного аппарата снабжена четырьмя привязными стропами, элементы крепления которых к пилону цилиндрической формы равноудалены от центра тяжести беспилотного летательного аппарата, длина двух задних строп выполнена короче длины двух передних строп настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки, составляет не менее 15 градусов.
В малогабаритной авиационной системе привязная система парашюта беспилотного летательного аппарата снабжена тремя привязными стропами, элементы крепления которых к пилону цилиндрической формы равноудалены от центра тяжести беспилотного летательного аппарата, длина двух задних строп выполнена короче длины передней стропы настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки, составляет не менее 15 градусов.
В малогабаритной авиационной системе привязная система парашюта беспилотного летательного аппарата снабжена тремя привязными стропами, элементы крепления которых к пилону цилиндрической формы равноудалены от центра тяжести беспилотного летательного аппарата, длина задней стропы выполнена короче длины двух передних строп настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки, составляет не менее 15 градусов.
В малогабаритной авиационной системе продольная ось тяги электромотора беспилотного летательного аппарата размещена параллельно продольной оси беспилотного летательного аппарата.
В малогабаритной авиационной системе отношение длины беспилотного летательного аппарата к размаху крыла выполнено в диапазоне от 0,45 до 0,6.
В малогабаритной авиационной системе отношение диаметра фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата к диаметру пилона цилиндрической формы в миделевом сечении выполнено в диапазоне от 0.2 до 0.6.
Краткое описание чертежей
В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые рисунок (Фигура 1), на котором представлен общий вид беспилотного летательного аппарата малогабаритной беспилотной авиационной системы, рисунок (Фигура 2), на котором изображен вид сбоку на беспилотный летательный аппарат, рисунок (Фигура 3), на котором размещен вид спереди на беспилотный летательный аппарат, рисунок (Фигура 4), на котором показан вид сверху на беспилотный летательный аппарат и рисунок (Фигура 5), на котором представлен вид сбоку на беспилотный летательный аппарат в момент приземления при парашютной посадке.
Осуществление изобретения
Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки, включающая наземную станцию управления, бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом и выполненный по самолетной аэродинамической схеме разборный беспилотный летательный аппарат 1 (Фигура 1), содержащий фюзеляж цилиндрической формы 2, отсек цилиндрической формы 3 с обтекателем в форме полусферы 4 для полезной нагрузки, включающей оптико-электронную систему в виде гиростабилизированной телевизионной и инфракрасной камеры. Сверху фюзеляжа цилиндрической формы 2 беспилотного летательного аппарата 1 установлен пилон 5, имеющий цилиндрическую форму и одинаковый диаметр с прикрепленным к нему отсеком цилиндрической формы 3, продольная ось которого параллельна продольной оси беспилотного летательного аппарата 1. Парашютный отсек 6 с посадочным парашютом и с привязной системой парашюта, снабженной устройством отцепа парашюта после приземления, привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, размещен в центральной верхней части пилона цилиндрической формы 5. В задней части пилона цилиндрической формы 5 установлена мотогондола 7 с электрическим двигателем толкающего типа 8 с плавным сужением в направлении к пропеллеру 9. Крыло 10, имеющее трапециевидную форму и состоящее из левой консоли крыла 11, снабженной левым элероном 12, и правой консоли крыла 13, снабженной правым элероном 14, прикреплено к верхней части пилона цилиндрической формы 5 с помощью разъемного соединения с применением узлов крепления и фиксации. К задней части фюзеляжа 2 прикреплена хвостовая балка 15, несущая Т-образное хвостовое оперение 16 с неподвижным вертикальным оперением 17 и с горизонтальным оперением 18, снабженным по его задней кромке рулем высоты 19. Передняя часть отсека цилиндрической формы 3 в центральной продольной вертикальной плоскости (Фигура 2) смещена вперед относительно передней части фюзеляжа цилиндрической формы 2 на величину, превышающую диаметр отсека цилиндрической формы. Задняя часть пилона цилиндрической формы 5 в центральной продольной вертикальной плоскости выполнена совпадающей по вертикали с задней частью фюзеляжа цилиндрической формы 2 и снабжена плавным переходом к мотогондоле вверху 20 и плавным переходом к хвостовой балке внизу 21. От передней нижней части пилона цилиндрической формы 5 к передней части фюзеляжа цилиндрической формы 2 выполнен плавный переход 22 с радиусом в центральной продольной вертикальной плоскости, находящимся в диапазоне от одного до трех диаметров пилона цилиндрической формы. Плоскость крыла 10 с левой консолью крыла 11 и правой консолью крыла 13 расположена выше плоскости горизонтального хвостового оперения 18 (Фигура 3). Отношение диаметра фюзеляжа цилиндрической формы 2 к диаметру пилона цилиндрической формы 5 в миделевом сечении выполнено в диапазоне от 0.2 до 0.6 (Фигура 3). Отношение длины беспилотного летательного аппарата - Д к размаху крыла - Ρ выполнено в диапазоне от 0,45 до 0,6 (Фигура 4). Привязная система парашюта 23 (Фигура 5) снабжена устройством отцепа парашюта после приземления 24, передними привязными стропами 25 и задними привязными стропами 26 разной длины, обеспечивающими при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа 2 земной поверхности наклонное положение беспилотного летательного аппарата 1 в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой 15 и горизонтальной плоскостью 27 составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью 27 и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа 2 и нижней части обтекателя в форме полусферы 4 отсека цилиндрической формы 3 для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов.
Крепление крыла, имеющего трапециевидную форму и состоящего из левой консоли крыла и правой консоли крыла, к верхней части пилона цилиндрической формы, установленного сверху фюзеляжа цилиндрической формы, позволяет увеличить высоту расположения крыла более чем в два раза по сравнению с прототипом. Применение узлов крепления и фиксации крыла к верхней части пилона цилиндрической формы позволяет сохранить удобство сборки и разборки беспилотного летательного аппарата как у прототипа при достижении расположения крыла выше плоскости горизонтального хвостового оперения в отличии от прототипа. Это практически исключает повреждения левой или правой консолей крыла при реальных эволюциях беспилотного летательного аппарата по крену в момент приземления при парашютной посадке.
Смещение передней части отсека цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости вперед относительно передней части фюзеляжа цилиндрической формы на величину, превышающую диаметр отсека цилиндрической формы, позволяет обеспечить устойчивую центровку беспилотного летательного аппарата, а также широкий сектор обзора гиростабилизированной телевизионной и инфракрасной камеры оптико-электронной системы полезной нагрузки.
Выполнение задней части пилона цилиндрической формы в центральной продольной вертикальной плоскости совпадающей по вертикали с задней частью фюзеляжа цилиндрической формы, снабженного плавным переходом к мотогондоле вверху и плавным переходом к хвостовой балке внизу, а также внешних боковых поверхностей, между которыми заключены пилон цилиндрической формы и фюзеляж цилиндрической формы, выпуклыми наружу с плавным сужением от центральной части к передней части и к задней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата снижает неоднородность обтекаемого воздушного потока и обеспечивает высокие летные качества беспилотного летательного аппарата.
Выполнение плавного перехода от передней нижней части пилона цилиндрической формы к передней части фюзеляжа цилиндрической формы с радиусом в центральной продольной вертикальной плоскости, находящимся в диапазоне от одного до трех диаметров пилона цилиндрической формы, уменьшает лобовое сопротивление и улучшает летные качества беспилотного летательного аппарата.
Присоединение к передней части пилона цилиндрической формы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки с обтекателем в форме полусферы и с общей продольной осью позволяет реализовать эффективную аэродинамическую конфигурацию беспилотного летательного аппарата с высокими летными характеристиками.
Размещение парашютного отсека с посадочным парашютом и с привязной системой парашюта, снабженной устройством отцепа парашюта после приземления, привязными стропами и элементами крепления их к фюзеляжу, в центральной верхней части пилона цилиндрической формы обеспечивает надежный беспрепятственный выпуск и раскрытие парашюта.
Снабжение привязной системы парашюта передними и задними привязными стропами разной длины, обеспечивающими при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов позволяет осуществить надежную безаварийную парашютную посадку. В реальных условиях эксплуатации эволюция беспилотного летательного аппарата по тангажу в вертикальной плоскости, как правило, находится в диапазоне углов, не превышающих 15 градусов вверх и вниз по отношению к горизонтальной плоскости. При наклоне носовой части беспилотного летательного аппарата вниз не повреждается цилиндрический отсек для полезной нагрузки со сферическим обтекателем и размещенная в нем дорогостоящая оптико-электронная система, поскольку в момент приземления они не касаются земной поверхности. При наклоне хвостовой части беспилотного летательного аппарата вниз не ломается хвостовая балка, поскольку в момент приземления она не касается земной поверхности.
В привязной системе парашюта предусмотрено использование трех наиболее распространенных вариантов по количеству привязных строп, равноудаленных от центра тяжести беспилотного летательного аппарата: с четырьмя привязными стропами (две спереди и две сзади), с тремя привязными стропами (одна спереди и две сзади) и тремя привязными стропами (две спереди и одна сзади). Длина задних строп выполнена короче длины передних строп настолько, чтобы при парашютной посадке и касании нижней передней части фюзеляжа земной поверхности достигалось наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов.
Размещение продольной оси тяги электромотора беспилотного летательного аппарата параллельно продольной оси беспилотного летательного аппарата позволяет осуществлять надежный ручной запуск при энергичном броске беспилотного летательного аппарата вперед и вверх под определенным углом к горизонту с последующим плавным набором высоты и без неудачных падений.
Выполнение в малогабаритной авиационной системе отношения длины беспилотного летательного аппарата к размаху крыла в диапазоне от 0,45 до 0,6 обеспечивает высокое аэродинамическое качество беспилотного летательного аппарата.
Реализация в малогабаритной авиационной системе отношения диаметра фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата к диаметру пилона цилиндрической формы в миделевом сечении выполнено в диапазоне от 0,2 до 0,6 позволяет обеспечить необходимый внутренний объем для оптимального размещения бортового оборудования и бортовых систем беспилотного летательного аппарата при сохранении его высоких летных качеств.
За счет изменения отношения диаметра фюзеляжа цилиндрической формы беспилотного летательного аппарата к диаметру пилона цилиндрической формы в миделевом сечении в диапазоне от 0,2 до 0,6 достигается необходимое наклонное положение беспилотного летательного аппарата в вертикальной плоскости, при котором угол между хвостовой балкой и горизонтальной плоскостью составляет не менее 15 градусов, а также угол между горизонтальной плоскостью и линией, касающейся нижней передней части фюзеляжа и нижней части обтекателя в форме полусферы отсека цилиндрической формы для полезной нагрузки составляет не менее 15 градусов при использовании разных полезных нагрузок с разными массогабаритными характеристиками.
Конструкция планера беспилотного летательного аппарата в основном выполнена из полимерных композитных материалов, позволяющих получать в процессе изготовления хорошо обтекаемые поверхности. В одном из вариантов исполнения длина беспилотного летательного аппарата составляет 1,2 м, размах крыла – 2,3 м, а взлетная масса – 3,8 кг.