БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Полезная модель относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам специального назначения, в частности, к беспилотным летательным аппаратам, предназначенным для ведения воздушной разведки или использования в качестве воздушной мишени.
Известен беспилотный летательный аппарат (БЛА), содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, силовую установку и полезную нагрузку (RU 2065379 С1, 20.08.1996).
У известного летательного аппарата крыло выполнено сочлененным из несущих поверхностей, закрепленных в носовой и хвостовых частях фюзеляжа и образующих вокруг него замкнутый контур, имеющий форму выпуклого многоугольника. Хвостовое горизонтальное оперение выполнено сочлененным из несущих поверхностей, образующих форму замкнутого многоугольника. Двигатели установлены в средней части фюзеляжа на пилонах. Недостатком этой компоновки летательного аппарата является низкая несущая способность крыла, плохая управляемость и трудность обеспечения продольной и путевой устойчивости, а также не эффективное, вследствие повышенного лобового сопротивления, расположение двигателей.
Известен также беспилотный летательный аппарат (прототип), содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, силовую установку и полезную нагрузку (RU 2213024 С1, 27.09.2003).
Известная из источника информации RU 2213024 аэродинамическая компоновка беспилотного летательного аппарата (БЛА) выполнена по самолетной схеме «утка». Этот БЛА имеет два фюзеляжа, соединенных в хвостовой части крылом, а в носовой части соединенных передним
горизонтальным оперением, вертикальное оперение и силовую установку. При этом фюзеляжи в хвостовой части связаны между собой центропланом крылом, причем кили установлены на каждом из фюзеляжей. Крыло выполнено стреловидным с большим удлинением. Консоли крыла установлены с положительным углом поперечного V. Силовая установка расположена на центроплане крыла между килями и состоит из двух двигателей, установленных в мотогондоле, закрепленной на пилоне.
Однако для такой аэродинамической компоновки летательного аппарата (схемы «утка») характерным является ухудшение аэродинамических, маневренных и летно-технических характеристик по сравнению с летательным аппаратом, выполненным по самолетной классической (нормальной) схеме моноплана. Это объясняется тем, что вертикальные оперения оказываются не эффективными, поскольку происходит затенение потока фюзеляжами при полете на больших углах атаки. Также происходит затенение потока, набегающего на крыло, расположенным впереди крыла горизонтальным оперением, что также ухудшает маневренные и взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата. Кроме того, известная аэродинамическая компоновка самолета имеет крыло с прямой (положительной) стреловидностью по передней кромке и с большим удлинением. Однако для такого крыла характерно перетекание пограничного слоя от его середины к концевым частям и возникновение концевых срывов потока даже на сравнительно небольших углах атаки. На больших углах атаки происходит увеличение угла скоса потока за крылом. Вследствие этого ухудшаются аэродинамические и маневренные характеристики, поскольку уменьшается аэродинамическое качество, ухудшаются несущие свойства, устойчивость и управляемость летательного аппарата, особенно на больших углах атаки. Размещение силовой установки на пилоне (вне фюзеляжа) также ухудшает аэродинамические
характеристики БЛА, так как увеличивается лобовое сопротивление летательного аппарата в целом.
Задача предложенной полезной модели заключается в разработке аэродинамической компоновки (т.е. в выборе форм и взаимного расположения отдельных элементов конструкции - крыла, фюзеляжа, оперения, силовой установки, воздухозаборника и т.д.) беспилотного летательного аппарата для дозвуковых скоростей полета с улучшенными аэродинамическими и летно-техническими характеристиками.
Указанный технический результат достигается тем, что беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, силовую установку и полезную нагрузку, согласно полезной модели, выполнен по аэродинамической схеме одно-фюзеляжного моноплана с верхним расположением свободнонесущего крыла, сопряженного с фюзеляжем в средней его части. При этом крыло выполнено трапециевидным с малым удлинением. Передняя кромка крыла выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, а задняя кромка крыла - прямолинейной и нестреловидной. Крыло снабжено механизацией. Хвостовое оперение выполнено V-образным и состоит из двух симметрично расположенных относительно плоскости симметрии летательного аппарата килей, каждый из которых снабжен поворотным рулем. Рули установлены с возможностью их как дифференциального, так и одновременного отклонения в одну сторону. Силовая установка размещена в хвостовой части фюзеляжа и включает в себя два воздушно-реактивных двигателя и по меньшей мере один воздухозаборник для подвода набегающего потока к двигателям.
Кроме того, угол стреловидности передней кромки крыла может находиться в пределах от 7 до 15 градусов.
Целесообразно, чтобы кили хвостового оперения были установлены с углом развала от 60 до 90 градусов.
Предусмотрено, что механизация крыла может состоять из двух закрылков и двух элеронов, установленных на соответствующих консолях крыла.
Также механизация крыла может состоять из двух флайперонов, каждый из которых установлен на соответственной консоли крыла.
Наряду с этим каждый флайперон может быть установлен по всей задней кромке соответствующей консоли крыла.
Целесообразно, чтобы удлинение крыла составляло от 2,5 до 4,2.
Рекомендуется, чтобы угол поперечного V крыла находился в пределах от минус 1 до минус 5 градусов.
Предусмотрено, что воздушно-реактивные двигатели могут быть установлены внутри хвостовой части фюзеляжа.
При этом целесообразно, чтобы каждый воздушно-реактивный двигатель был выполнен по типу турбореактивного двигателя.
Предусмотрено также, что каждый турбореактивный двигатель может быть снабжен форсажной камерой.
Рекомендуется, чтобы воздухозаборник двигателя был расположен над фюзеляжем, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии летательного аппарата.
Предусмотрено, что летательный аппарат может быть снабжен двумя боковыми воздухозаборниками, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата под корневыми частями крыла.
Кроме того, полезная нагрузка может состоять из функционально связанных между собой телевизионной аппаратуры наблюдения, приемопередающего блока, приемопередающей антенны, пилотажно-навигационной системы и системы электроснабжения, размещенных в головной части фюзеляжа.
Также предусмотрено, что летательный аппарат может быть снабжен подвесным контейнером с разведывательным оборудованием.
На фиг.1 показан общий вид беспилотного летательного аппарата. На фиг.2 показан вид в плане беспилотного летательного аппарата. Беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж (1), крыло (2), хвостовое оперение (3), силовую установку (4) и полезную нагрузку (5). Летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме однофюзеляжного моноплана с верхним расположением свободнонесущего крыла, сопряженного с фюзеляжем в средней его части. Крыло выполнено трапециевидным в плане с малым удлинением и закруглением на концах консолей. Передняя кромка крыла выполнена прямолинейной с положительным углом стреловидности, а задняя кромка крыла - прямолинейной и нестреловидной (с нулевой стреловидностью). Крыло снабжено механизацией. Угол стреловидности передней кромки крыла может находиться в пределах от 7 до 15 градусов.
Такое конструктивное выполнение трапециевидного крыла сочетает положительные свойства стреловидного крыла (в частности, уменьшение профильного волнового сопротивления, удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости, поскольку отпадает опасность «затягивания в пикирование», сравнительно невысокая чувствительность к изменению центровки летательного аппарата) и нестреловидного крыла (например, хорошие несущие свойства, лучшие взлетно-посадочные и маневренные характеристики, простота конструкции, малые крутящие нагрузки, эффективная работа органов управления, расположенных на нестреловидной задней кромке консолей крыла). Применение крыла малого удлинения позволяет затянуть срыв потока до больших углов атаки и обеспечивает улучшение продольной устойчивости и управляемости, и, кроме того, позволяет уменьшить коэффициент лобового
сопротивления. Поэтому целесообразно, чтобы удлинение крыла составляло от 2,5 до 4,2.
Положительная стреловидность передней кромки крыла увеличивает поперечную устойчивость летательного аппарата. В то же время слишком большая поперечная устойчивость препятствует достижению высоких маневренных характеристик. Для улучшения маневренных характеристик стреловидным крыльям придают отрицательный угол поперечного V. Поэтому рекомендуется, чтобы угол поперечного V крыла находился в пределах от минус 1 до минус 5 градусов.
Хвостовое оперение выполнено V-образным и состоит из двух симметрично расположенных относительно плоскости симметрии летательного аппарата килей (6). Каждый киль снабжен поворотным рулем (7). Рули установлены с возможностью их как дифференциального, так и одновременного отклонения в одну сторону. Целесообразно, чтобы кили (6) хвостового оперения были установлены с углом развала от 60 до 90 градусов. Такое конструктивное выполнение хвостового оперения позволяет уменьшить массу планера за счет сокращения числа несущих поверхностей. Кроме того, V-образное хвостовое оперение позволяет повысить эффективность его работы путем исключения зоны затенения потока от фюзеляжа при больших углах атаки. Таким образом, V-образное оперение одновременно выполняет функции горизонтального и вертикального оперения.
Силовая установка размещена в хвостовой части фюзеляжа и, для повышения тяговоруженности, маневренности и надежности, состоит из двух установленных в гондоле воздушно-реактивных двигателя с выхлопными соплами. Кроме того, силовая установка включает в себя по меньшей мере один воздухозаборник (8) для подвода набегающего потока к двигателям по каналу воздухозаборника, систему запуска двигателей, управления и контроля работы и топливную систему.
Для уменьшения лобового сопротивления воздушно-реактивные двигатели установлены внутри хвостовой части фюзеляжа. При этом целесообразно, чтобы каждый воздушно-реактивный двигатель был выполнен по типу турбореактивного двигателя.
Для кратковременного увеличения скорости полета каждый турбореактивный двигатель может быть снабжен форсажной камерой.
Рекомендуется, чтобы воздухозаборник (8) двигателя был расположен над фюзеляжем, причем плоскость симметрии воздухозаборника находится в плоскости симметрии летательного аппарата.
Предусмотрено, что летательный аппарат может быть снабжен двумя боковыми воздухозаборниками, при этом воздухозаборники установлены симметрично относительно плоскости симметрии летательного аппарата под корневыми частями крыла.
Предусмотрено, что механизация крыла может состоять из двух закрылков (9) и двух элеронов (10), установленных на соответствующих консолях крыла или из двух флайперонов, каждый из которых установлен на соответственной консоли крыла. Для улучшения маневренности летательного аппарата целесообразно, чтобы каждый флайперон (элерон-закрылок) был установлен по всей задней кромке соответствующей консоли крыла от корневой части до концевой ее части.
В зависимости от полетного задания, полезная нагрузка (5) может состоять из функционально связанных между собой телевизионной аппаратуры наблюдения, приемопередающего блока, приемопередающей антенны, пилотажно-навигационной системы и системы электроснабжения, размещенных в головной части фюзеляжа.
Для расширения функциональных возможностей летательного аппарата, он может быть снабжен подвесным контейнером с разведывательным оборудованием.
Беспилотный летательный аппарат функционирует следующим образом.
Производится развертывание наземного пункта дистанционного управления беспилотным летательным аппаратом (БЛА). Производится предполетная подготовка БЛА. Производится пуск БЛА, например, с мобильной или стационарной стартовой установки. Запуск турбореактивного двигателя при старте осуществляется автоматически или по команде оператора. Полет БЛА может происходить в соответствии с полетным заданием, как по заданной программе, так и по радиокомандам, передаваемым оператором с наземного пункта дистанционного управления. Наземный пункт дистанционного управления вырабатывает команды, передаваемые по радиоканалу на бортовое радиоэлектронное оборудование, установленное на БЛА. Эти команды управляют полетом летательного аппарата с помощью пилотажно-навигационной системы, а также, например, дистанционным обзором местности и передачей видео и телеметрической информации через приемопередающую антенну и приемопередающий блок на наземный пункт дистанционного управления.
Управление летательным аппаратом осуществляется с помощью элеронов (10) (или флайперонов) и поворотных рулей (7), установленных на двух килевом V-образном хвостовом оперении (3). Элероны отклоняются одновременно в противоположные стороны для создания крена. Они предназначены для управления летательным аппаратом относительно его продольной оси. Закрылки (9) отклоняются одновременно вниз для увеличения подъемной силы крыла (2) при взлете и посадке БЛА.
Флайпероны (элероны-закрылки) применяются как для поперечного управления (управление по крену) летательным аппаратом при одновременном их отклонении в противоположные стороны, так и для
изменения (увеличения) подъемной силы крыла при одновременном отклонении в одну сторону при взлете и посадке.
При одновременном отклонении рулей (7) только вверх или только вниз они действуют как руль высоты. При отклонении рулей в разные стороны они действуют как руль направления. Таким образом, для управления по рысканью рули (7) хвостового оперения (3) отклоняются дифференциально, а для управления по тангажу - одновременно. При управлении по рысканью для компенсации возникающего кренящего момента необходимо соответственно дифференцировано отклонять элероны (10) (или флайпероны).