Самолет вертикального взлета и посадки с эллипсным(дисковым) крылом

Полезная модель преимущественно относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА) самолетного типа вертикального взлета и посадки для решения задач доставки грузов, экологического мониторинга, осуществления фото-видеосъемки и забора проб грунта, воды, а так же постановки метеосенсоров.
Повсеместное использование мультироторных летательных аппаратов (ЛА) указывает на высокую потребность в летательных аппаратах, способных двигаться с минимальной горизонтальной скоростью или зависать над одним местом, которые не нуждались бы в обширных подготовленных взлетно-посадочных полосах, были менее требовательны к техническому обслуживанию, чем вертолеты. При этом отсутствие у мультироторов аэродинамических поверхностей обуславливает их малую энергоэффективность. Поэтому представляет интерес создание аппарата аэродинамического типа, сохраняющего устойчивость при полете со сверхмалой скоростью.
Известен летательный аппарат, патент RU №2641952, с вертикальным положением продольной оси при взлете и посадке, который содержит фюзеляж, крыло и Х-образное хвостовое оперение, снабжённое опорами шасси. На конце каждой консоли хвостового оперения установлен воздушный винт, приводимый во вращение собственным электрическим двигателем.
Основными недостатками такого решения является расположение моторов летательного аппарата, т.к. для классических летательных аппаратов центр тяжести должен располагаться в районе 26% хорды крыла – это означает, что на фазе взлета или посадки, а так же на переходных режимах, летательный аппарат с физической точки зрения представляет собой обратный маятник. В случае с летательным аппаратом управление на режимах взлета и посадки только разностью мощности моторов может оказаться недостаточно эффективным ввиду высокой инерционности каждой винтомоторной группы.
Использование крыла среднего удлинения выгодно во время фазы основного полета, но плохо работает на углах атаки больше 20 градусов. Таким образом, ЛА из патента RU №2641952 на переходных режимах обладает высокой степенью неустойчивости, так же в момент перехода из взлетного режима в режим горизонтального полета существует опасность значительной потери высоты, что накладывает ограничения на минимальную высоту перехода и делает невозможным движение с малой горизонтальной скоростью на больших углах атаки на малых высотах.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому устройству является летательный аппарат, известный как Vought XF-5U. Данный самолет является техническим развитием другой модели V-173 Skimmer, спроектированной Чарльзом Циммерманом для исследований дискового крыла, обдуваемого воздушными винтами.
Так же известен летательный аппарат, являющийся аэродинамической копией Vought XF-5U, но в беспилотном варианте с применением водородных ячеек, описанный в патенте US 2015/0210388 A1.
К недостаткам данного технического решения, принятого в качестве прототипа, следует отнести размер винтов, суммарным диаметром превышающий размах крыла, так как данное решение оправданно только во время взлета и посадки, при этом существенно ограничивает максимальную горизонтальную скорость; вертикальный взлет и посадку планировалось осуществлять со специальной конструкции; для полета на больших углах атаки и управления шагом каждого воздушного винта применялись сложные и дорогие аппараты перекоса.
Летательный аппарат, принятый в качестве прототипа, обладал механизацией, сосредоточенной только в задней части крыла, что должно было обеспечить хорошую управляемость во время вертикального взлета и посадки, но заставляло учитывать потери подъемной силы на «балансировку».
Задачей полезной модели является устранение отмеченных недостатков, обеспечение возможности устойчивого движения на больших углах атаки (более 20 градусов) с горизонтальной скоростью от 4 м/с на малых высотах, повышение устойчивости на переходных режимах, реализация возможности вертикального взлета и посадки без использования дополнительных приспособлений, устранение потерь на «балансировку».
Сущность заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков: аппарат типа летающее крыло с симметричным профилем, в плане имеющим форму эллипса или диска, для управления по крену и тангажу использующий элевоны с обратной стреловидностью по передней кромке, с неподвижными вертикальными аэродинамическими поверхностями, расположенными в районе задней кромки крыла и образующими при виде спереди букву Х, служащими опорами на время взлета и посадки, который снабжен двумя неподвижными винтомоторными группами (ВМГ), вписанными в габариты крыла, обладает передним горизонтальным раскрывающимся оперением (ПГРО), которое обладает аэродинамической формой, а в плане сохраняют общую форму крыла в виде эллипса или диска, может отклоняться как синхронно, так и дифференциально, имеет возможность раскрытия в следующих режимах: с параллельностью внутренних плоскостей, со схождением только по передней кромке, только по задней кромке.
Совокупность существенных признаков заявленного технического решения обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в том, что аппарат с эллипсным или дисковым крылом обладает высокими срывными характеристиками на больших углах атаки и малых скоростях, сниженной нагрузкой на единицу площади крыла, прогнозируемым поведением при потери скорости, а ПГРО, позволяет эффективно управлять набегающим воздушным потоком на всех режимах полета, а так же снижает потери подъемной силы на продольную балансировку.
Сущность полезной модели поясняется фиг.1, где показан вид заявленного БПЛА сверху и сбоку в положении готовности к взлету или по окончании посадки, на фиг. 2 – общий вид, на фиг. 3 – вид сбоку с разными вариантами раскрытия ПГРО, на фиг. 4 – вид с параллельно раскрытыми ПГРО, на фиг.5 – вид во время полета на больших углах атаки.
Заявленное устройство работает следующим образом. Старт осуществляется в вертикальном положении с параллельно раскрытыми ПГРО, которые путем отклонения перенаправляют набегающий воздушный поток для  поддержания требуемого пространственного положения. Элевоны так же участвуют в управлении, выступая в роли продувных рулей. Контур системы управления ПГРО действует совместно с системой управления мощностью каждого маршевого двигателя и системой управления элевонами.
По достижению заданной высоты осуществляется постепенное отклонение ПГРО и элевонов для перевода БПЛА в режим горизонтального полета.
Горизонтальный полет осуществляется с закрытыми ПГРО, они могут раскрываться по передней или задней кромке в режиме воздушных тормозов. В закрытом положении ПГРО отвечает за канал тангажа, элевоны выполняют функции элеронов и управляют только креном.
Переход в режим посадки осуществляется одновременным противофазным отклонением ПГРО и элевонов с кратковременным увеличением мощности маршевых моторов.
Заявленное техническое решение может быть реализовано с использованием известных технических средств и технологий. Заявленная конструкция БПЛА обеспечивает приближение его летных характеристик к обычным самолетам, при возможности вертикального взлета и посадки на неподготовленные площадки, что существенно расширяет функциональные возможности такого летательного аппарата.