МАЛОГАБАРИТНАЯ БЕСПИЛОТНАЯ АВИАЦИОННАЯ СИСТЕМА
COMPACT DRONE SYSTEM

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области малогабаритных беспилотных авиационных систем самолетного типа, предназначенных для воздушного наблюдения и разведки с возможностью передачи информации, получаемой бортовыми датчиками беспилотного летательного аппарата, на наземную станцию управления в реальном масштабе времени.
Уровень техники
Известны малогабаритные беспилотные авиационные системы самолетного типа по патентам США №7,210,654, №7,152,827, №5,035,382 и №7,360,741 для воздушного наблюдения и разведки. В их состав входят наземная станция управления, бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом, пусковое устройство и несущий полезную нагрузку беспилотный летательный аппарат модульной конструкции, который может быть легко собран для полета и разобран для транспортировки в компактном контейнере.
Прототипом изобретения по числу и содержанию функционально сходных признаков является беспилотная авиационная система по патенту США №7,237,750. Прототип представляет собой переносную малогабаритную беспилотную авиационную систему, 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 части 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 частей крыла к фюзеляжу;
- силовую установку, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом.
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 прототипа 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 части 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.
Сущность изобретения
Патентуемое изобретение решает задачи повышения прочности и надежности конструкции беспилотного летательного аппарата при одновременном снижении его массы. Это позволяет увеличить массу полезной нагрузки, разместить в ней более совершенные по своим техническим характеристикам бортовые датчики, средства наблюдения, силовую установку и за счет этого повысить эффективность воздушного наблюдения и разведки.
Патентуемое изобретение представляет собой малогабаритную беспилотную авиационную систему (БАС) для воздушного наблюдения и разведки, включающую наземную станцию управления; бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом; пусковое устройство и несущий полезную нагрузку разборный беспилотный летательный аппарат модульной конструкции, который может быть легко собран для полета и разобран для транспортировки в компактном контейнере, содержащий:
- носовую часть с установленной в ней полезной нагрузкой, содержащую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом;
- левую и правую части 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 частей крыла к фюзеляжу;
- силовую установку, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом.
Кроме того, в патентуемом изобретении
- центральный лонжерон фюзеляжа выполнен в виде съемной трубки из композитных материалов, средняя часть которой плотно размещена внутри дополнительно расположенного в фюзеляже и прикрепленного к его боковым стенкам центрального цилиндрического держателя, продольная ось которого перпендикулярна продольной оси фюзеляжа, а периферийные части указанной трубки плотно входят в дополнительно и соосно установленные в левой и правой частях крыла боковые цилиндрические держатели;
- на торцах съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа, входящих в указанные боковые держатели в левой и правой частях крыла, установлены дисковые вставки из композитного материала;
- один край боковых цилиндрических держателей прикреплен к первым нервюрам левой и правой частей крыла, примыкающим к фюзеляжу, а второй край боковых цилиндрических держателей, проходящих через вторые нервюры левой и правой частей крыла, жестко прикреплен к первым относительно передней кромки крыла лонжеронам левой и правой частей крыла;
- замочные соединения левой и правой частей крыла с фюзеляжем включают два металлических болта, ввернутых своей резьбовой частью в дополнительно установленные на торцевых частях крыла втулки с регулируемым зазором между первыми нервюрами левой и правой частей крыла, прилегающими к фюзеляжу, и внутренними поверхностями головок металлических болтов за счет вкручивания или выкручивания указанных болтов; два боковых отверстия в фюзеляже, соосно расположенные с указанными металлическими болтами, диаметр которых слегка превышает диаметр головок металлических болтов так, чтобы они свободно входили в эти отверстия при сборке и выходили при разборке беспилотного летательного аппарата; две вертикальные штыревые пружины, расположенные внутри фюзеляжа и состоящие из отрезков стальной проволоки, нижние концы которых жестко закреплены под указанными боковыми отверстиями в фюзеляже, а верхние концы свободно проходят через продольные прорези в верхней части фюзеляжа над указанными боковыми отверстиями в фюзеляже, выполненные так, чтобы в отогнутом вперед, в направлении носовой части беспилотного летательного аппарата, состоянии указанные отрезки стальной проволоки не препятствовали введению головок указанных металлических болтов в боковые отверстия фюзеляжа в процессе присоединения левой и правой частей крыла к фюзеляжу, а в отпущенном состоянии, при возврате назад к своему первоначальному положению, плотно входили в зазоры, образованные между внутренними поверхностями введенных внутрь фюзеляжа головок металлических болтов и внутренними боковыми поверхностями фюзеляжа.
Таким образом, указанные вертикальные штыревые пружины являются стопорными элементами замочных соединений, благодаря которым полностью исключается возможность самопроизвольного отсоединения левой и правой частей крыла от фюзеляжа беспилотного летательного аппарата в полете. Средние части отрезков стальной проволоки вертикальных штыревых пружин надежно удерживаются в образованных зазорах не только за счет возвращающего действия сил внутренней деформации при их изгибе, но и за счет дополнительного давления на отрезки проволоки, возникающего от воздействия набегающего воздушного потока.
Для повышения прочности съемная трубка центрального лонжерона фюзеляжа может быть выполнена в виде многослойной структуры, состоящей из нескольких слоев разных композитных материалов.
В патентуемой беспилотной авиационной системе предусмотрена парашютная посадка беспилотного летательного аппарата. Для этого в верхней центральной части фюзеляжа размещен парашютный отсек, содержащий парашютную систему, присоединенную с помощью звеньев крепления к фюзеляжу. Парашютный отсек снабжен крышкой и электромеханическим запорным устройством, которое по команде с наземной станции управления или в соответствии с заложенной программой полета отпирается в нужный момент времени для выпуска парашюта и посадки на нем беспилотного летательного аппарата.
В заявляемой малогабаритной беспилотной авиационной системе полет беспилотного летательного аппарата осуществляется с помощью силовой установки, размещенной в задней части фюзеляжа. Она содержит электродвигатель, регулирующий контроллер и толкающий воздушный винт со складывающимися лопастями, приводимыми во вращательное движение при подаче электропитания на электродвигатель от аккумуляторной батареи, размещенной в нижней центральной части фюзеляжа, в батарейном отсеке, выполненном с возможностью отстыковки от фюзеляжа.
В качестве технических средств полезной нагрузки в малогабаритной беспилотной авиационной системе использованы телевизионные и инфракрасные камеры, установленные на гиростабилизированной платформе в носовой части беспилотного летательного аппарата напротив отверстия в носовом обтекателе.
Для проведения аэрофотосъемки в малогабаритной беспилотной авиационной системе в качестве полезной нагрузки применен цифровой фотоаппарат с высоким разрешением, установленный в носовой части беспилотного летательного аппарата напротив отверстия в носовом обтекателе.
В заявленной малогабаритной беспилотной авиационной системе носовая часть выполнена с возможностью управляемого кругового вращения относительно продольной оси с помощью кольцевого подшипника и управляемого механизма электропривода. Это позволяет во время полета производить поворот носовой части и обеспечивать более широкую полосу обзора подстилающей поверхности. Кроме того, при запуске беспилотного летательного аппарата и при его посадке носовая часть поворачивается таким образом, чтобы отверстие в носовом обтекателе было направлено вверх. Это позволяет снизить вероятность повреждения полезной нагрузки при возникновении нештатных ситуаций.
В заявляемой малогабаритной беспилотной авиационной системе носовая часть выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа и обратной пристыковки к нему. Это позволяет в процессе подготовки беспилотного летательного аппарата к полету легко менять носовую часть с установкой в ней различных технических средств полезной нагрузки в зависимости от цели и условий их применения.
Перечень фигур чертежей
В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:
Фигура 1 - малогабаритная беспилотная авиационная система в составе беспилотного летательного аппарата, размещенного на пусковой установке.
Фигура 2 - беспилотный летательный аппарат с отстыкованными от фюзеляжа левой и правой частями крыла.
Фигура 3 - боковой вид левой стороны фюзеляжа беспилотного летательного аппарата в месте крепления левой части крыла.
Фигура 4 - боковой вид левой части крыла беспилотного летательного аппарата.
Фигура 5 - внешний вид беспилотного летательного аппарата.
Осуществление изобретения
Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки 1 (фигура 1), включающая наземную станцию управления; бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом (не показаны); пусковое устройство 2 и несущий полезную нагрузку разборный беспилотный летательный аппарат 3 модульной конструкции, выполненный по аэродинамической схеме летающее крыло и содержащий фюзеляж 4, носовую часть 5 с установленной в ней полезной нагрузкой, левую часть крыла 6 и правую часть крыла 7, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла, а также силовую установку 8, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом.
Центральный лонжерон фюзеляжа выполнен в виде съемной трубки 9 (фигура 2) из композитных материалов. Ее средняя часть плотно размещена внутри дополнительно расположенного в фюзеляже и прикрепленного к его боковым стенкам центрального цилиндрического держателя 10 (фигура 3), продольная ось которого перпендикулярна продольной оси фюзеляжа. Периферийные части съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа плотно входят в дополнительно и соосно установленные в левой и правой частях крыла боковые цилиндрические держатели 11 (фигура 2 и фигура 4). На торцах съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа 9, входящих в указанные боковые цилиндрические держатели 11 в левой и правой частях крыла, для повышения прочности установлены дисковые вставки из композитного материала. Один край боковых цилиндрических держателей 11 прикреплен к первым нервюрам 12 левой части крыла 6 и правой части крыла 7 (фигура 4), примыкающим к фюзеляжу. Второй край боковых цилиндрических держателей 11, проходящих через вторые нервюры левой части крыла 6 и правой части крыла 7, жестко прикреплен к первым относительно передней кромки крыла лонжеронам 13 левой и правой частей крыла.
Замочные соединения левой и правой частей крыла с фюзеляжем включают два металлических болта 14 (фигура 4), ввернутых своей резьбовой частью в дополнительно установленные на торцевых частях крыла втулки, с регулируемым зазором между первыми нервюрами 12 левой 6 и правой 7 частей крыла, прилегающими к фюзеляжу, и внутренними поверхностями головок металлических болтов 14 за счет вкручивания или выкручивания металлических болтов 14. В фюзеляже 4 выполнены два боковых отверстия 15 (фигура 3), которые в собранном состоянии беспилотного летательного аппарата располагаются соосно с металлическими болтами 14. Диаметр отверстий 15 слегка превышает диаметр головок металлических болтов 14 так, чтобы они свободно входили в эти отверстия при сборке и выходили при разборке беспилотного летательного аппарата.
Внутри фюзеляжа на его боковых стенках установлены две вертикальные штыревые пружины 16 (фигура 3), состоящие из двух отрезков стальной проволоки 17, нижние концы которых жестко закреплены под указанными боковыми отверстиями в фюзеляже 15, а верхние концы свободно проходят через продольные прорези в верхней части фюзеляжа 4 над указанными боковыми отверстиями 15. В отогнутом вперед, в направлении носовой части беспилотного летательного аппарата, состоянии указанные отрезки стальной проволоки 17 не препятствуют вхождению головок указанных металлических болтов 14 в боковые отверстия фюзеляжа 15 в процессе присоединения левой 6 и правой 7 частей крыла к фюзеляжу. В отпущенном состоянии, при возврате назад к своему первоначальному положению, отрезки стальной проволоки 17 плотно входят в зазоры, образованные между внутренними поверхностями вошедших внутрь фюзеляжа головок металлических болтов 14 и внутренними боковыми поверхностями фюзеляжа 4. Таким образом, образуется стопорный элемент замочного соединения.
Дополнительное повышение прочности трубки центрального лонжерона фюзеляжа 9 достигается за счет выполнения ее в виде многослойной структуры, состоящей из нескольких слоев разных композитных материалов.
В патентуемой малогабаритной беспилотной авиационной системе предусмотрена парашютная посадка беспилотного летательного аппарата. Для этого в верхней центральной части фюзеляжа размещен парашютный отсек 18 (фигура 2), содержащий парашютную систему, присоединенную с помощью звеньев крепления к фюзеляжу, снабженный крышкой и электромеханическим запорным устройством, которое по команде с наземной станции управления или в соответствии с заложенной программой полета отпирается в нужный момент времени для выпуска парашюта и посадки на нем беспилотного летательного аппарата.
Силовая установка 8 размещена в задней части фюзеляжа беспилотного летательного аппарата 3 (фигура 1). Толкающий воздушный винт со складывающимися лопастями приводится во вращательное движение при подаче электропитания на электродвигатель от аккумуляторной батареи, размещенной в нижней центральной части фюзеляжа, в батарейном отсеке 19 (фигура 1 и фигура 5). В соответствии с введенной в бортовую систему управления программой полета беспилотного летательного аппарата скорость полета изменяется за счет изменения числа оборотов электродвигателя с помощью регулирующего контроллера. Батарейный отсек 19 выполнен с возможностью отстыковки от фюзеляжа 4 для удобства зарядки аккумуляторной батареи, проведения технического обслуживания и ремонта.
Технические средства полезной нагрузки, выполненные в виде телевизионных и инфракрасных камер, установленных на гиростабилизированной платформе, а также в виде цифрового фотоаппарата, размещены в носовой части 5 беспилотного летательного аппарата 3 напротив отверстия в носовом обтекателе 20 (фигура 5).
Носовая часть 5 выполнена с возможностью управляемого кругового вращения относительно фюзеляжа 4 беспилотного летательного аппарата 3 вокруг его продольной оси с помощью кольцевого подшипника и управляемого механизма электропривода (фигура 5).
Носовая часть 5 выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа 4 и обратной пристыковки к нему. Это позволяет в процессе подготовки беспилотного летательного аппарата 3 к полету легко менять носовую часть 5 с установкой в ней различных технических средств полезной нагрузки в зависимости от цели и условий их применения, в том числе телевизионных камер, инфракрасных камер и цифровых фотоаппаратов.
Промышленная применимость
Изобретение предназначено для использования в малогабаритных беспилотных авиационных системах воздушного наблюдения и разведки в дневных и ночных условиях, а также аэрофотосъемки.
Каждое из средств, применение которого предусмотрено изобретением, выпускается промышленностью разных стран. Предусмотренное изобретением взаимодействие средств реализуется в известных процессах различного назначения в области авиастроения и использования пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов различного назначения.
Беспилотная авиационная система, реализующая данное изобретение, была изготовлена серийно и многократно испытана.
В состав комплекса входят беспилотные летательные аппараты со съемными оптико-электронными системами (телевизионной и тепловизионной), пусковое устройство, наземная станция управления, радиомачта с антенной и контрольный пункт, используемый в качестве удаленного видеотерминала.
Применение комплекса осуществляется техническим расчетом из двух человек с неподготовленных в инженерном отношении площадок при скорости ветра до 10 метров в секунду. Время подготовки к старту из походного положения - не более 15 минут. Время подготовки беспилотного летательного аппарата к повторному вылету - не более 10 минут. Время зарядки бортовой аккумуляторной батареи - не более 2 часов.
Разборное пусковое устройство малогабаритной беспилотной авиационной системы обеспечивает надежный запуск беспилотного летательного аппарата. В его состав входит состоящая из нескольких элементов направляющая штанга, оборудованная передними сошками, задним упором, держателями жгутов и роликами. На нее сверху установлена разгонная каретка с ложементом для размещения беспилотного летательного аппарата, спусковое устройство с фиксатором разгонной каретки и резиновыми жгутами с крепежными узлами.
Парашютная система обеспечивает плавную посадку беспилотного летательного аппарата с вертикальной скоростью его снижения не более 5 метров в секунду.
Достигнутые результаты: скорость горизонтального полета беспилотного летательного аппарата составляет 60-110 км/час, максимальная высота полета над уровнем моря - до 3000 метров, продолжительность полета - до 1,5 часов, радиус действия - до 70 километров.