Способ выведения беспилотного летательного аппарата на высотную траекторию полета
METHOD FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE FLIGHT TO ALTITUDE FLIGHT PATH

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете для выведения на высотную траекторию полета.
Известен способ выведения БПЛА на высотную траекторию полета, патент RU №2682944, принятый за прототип, включающий снабжение беспилотного летательного аппарата узлами для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, выполненное с возможностью отделения беспилотного летательного аппарата в полете, разгонной двигательной установкой, системой управления его положением в автономном полете, полезной нагрузкой, а также импульсными реактивными двигателями, создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, с увеличением угла тангажа, и компенсации этого импульса вращения, размещение и крепление беспилотного летательного аппарата на пусковом устройстве самолета-носителя, полет самолета-носителя до высоты отделения беспилотного летательного аппарата, его отделение, стабилизацию его положения при торможении обтекающим потоком воздуха с удалением от самолета-носителя на безопасное расстояние, включение реактивного двигателя создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, в процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения включение реактивного двигателя компенсации этого импульса вращения, и, после уменьшения угловой скорости вращения беспилотного летательного аппарата вокруг поперечной оси, запуск разгонной двигательной установки.
Все существенные признаки прототипа совпадают с существенными признаками предлагаемого способа.
Для реализации известного способа разрабатывают и изготавливают БПЛА с формой внешней поверхности, обеспечивающей минимальное аэродинамическое сопротивление в обтекающем его потоке атмосферного воздуха, для уменьшения массы топлива разгонной двигательной установки, необходимой для выполнения полета и массы БПЛА в целом. Минимальное аэродинамическое сопротивление БПЛА после его отделения обеспечивает уменьшение ускорения торможения БПЛА в потоке обтекающего воздуха, вследствие чего увеличиваются время удаления БПЛА от самолета-носителя на безопасное расстояние и потеря высоты полета перед запуском разгонной двигательной установки. На компенсацию потери высоты полета БПЛА расходуется топливо разгонной двигательной установки, что увеличивает потребную массу топлива разгонной двигательной установки.
Техническим результатом, на достижение которого направлено техническое решение, является уменьшение потребной массы топлива разгонной двигательной установки.
Для решения поставленной задачи в способе выведения беспилотного летательного аппарата на высотную траекторию полета, включающем снабжение беспилотного летательного аппарата узлами для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, выполненное с возможностью отделения беспилотного летательного аппарата в полете, разгонной двигательной установкой, системой управления его положением в автономном полете, полезной нагрузкой, а также импульсными реактивными двигателями, создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, с увеличением угла тангажа, и компенсации этого импульса вращения, размещение и крепление беспилотного летательного аппарата на пусковом устройстве самолета-носителя, полет самолета-носителя до высоты отделения беспилотного летательного аппарата, его отделение, стабилизацию его положения при торможении обтекающим потоком воздуха с удалением от самолета-носителя на безопасное расстояние, включение реактивного двигателя создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, в процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения включение реактивного двигателя компенсации этого импульса вращения, и, после уменьшения угловой скорости вращения беспилотного летательного аппарата вокруг поперечной оси, запуск разгонной двигательной установки, беспилотный летательный аппарат снабжают тормозным парашютом, содержащим купол, трос и стропы, соединяющие купол с тросом, а также снабжают коробом, закрепленным на беспилотном летательном аппарате со стороны хвостовой части через устройство крепления короба, выполненное с возможностью расфиксации его крепления, и устройством крепления конечного участка троса в зоне верхней точки поверхности хвостовой части, выполненным с возможностью расфиксации его крепления, при этом купол, стропы и начальный участок троса упаковывают в короб, а конечный участок троса закрепляют в устройстве его крепления, и, при стабилизации положения беспилотного летательного аппарата после отделения от самолета-носителя, расфиксируют устройство крепления короба, а расфиксацию крепления конечного участка троса обеспечивают при включении реактивного двигателя создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата.
Отличительными признаками предлагаемого способа является то, что беспилотный летательный аппарат снабжают тормозным парашютом, содержащим купол, трос и стропы, соединяющие купол с тросом, а также снабжают коробом, закрепленным на беспилотном летательном аппарате со стороны хвостовой части через устройство крепления короба, выполненное с возможностью расфиксации его крепления, и устройством крепления конечного участка троса в зоне верхней точки поверхности хвостовой части, выполненным с возможностью расфиксации его крепления, при этом купол, стропы и начальный участок троса упаковывают в короб, а конечный участок троса закрепляют в устройстве его крепления, и, при стабилизации положения беспилотного летательного аппарата после отделения от самолета-носителя, расфиксируют устройство крепления короба, а расфиксацию крепления конечного участка троса обеспечивают при включении реактивного двигателя создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата.
Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается уменьшение времени выхода БПЛА на высотную траекторию полета и запаса топлива, необходимого для работы разгонной двигательной установки, а также уменьшение массы БПЛА в целом перед запуском разгонной двигательной установки.
Предложенное техническое решение может найти применение в авиации, например, для запуска спутников связи или мониторинга поверхности, исследовательских аппаратов для изучения космических объектов, потоков космических излучений, состояния верхних слоев атмосферы.
Техническое решение поясняется чертежами, фиг. 1 - фиг. 6, поясняющими устройство БПЛА и способ его выведения на высотную траекторию полета.
На фиг. 1 представлено устройство БПЛА, выводимого на высотную траекторию полета.
На фиг. 2 показано положение БПЛА в автономном полете после отделения от самолета-носителя при стабилизации его положения при торможении обтекающим потоком воздуха и расфиксации устройства крепления короба.
На фиг. 3 показано положение БПЛА в автономном полете после удаления от самолета-носителя на безопасное расстояние для выведения на высотную траекторию полета перед расфиксацией крепления конечного участка троса парашюта и включением реактивного двигателя создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата.
β
На фиг. 4 показан вид фиг. 2 по стрелке А при случайном отклонении или колебаниях БПЛА по курсу на угол β, поясняющий формирование стабилизирующего момента М от силы натяжения троса парашюта, противоположного направления, возвращающего БПЛА в исходное состояние.
На фиг. 5 показан виды фиг. 2 по стрелке А при случайном отклонении или колебаниях БПЛА по крену на угол γ (вращение вокруг продольной оси БПЛА) поясняющий формирование стабилизирующего момента Мγ от силы натяжения троса парашюта, противоположного направления, возвращающего БПЛА в исходное состояние.
На фиг. 6 показано положение БПЛА в автономном полете относительно самолета-носителя при запуске разгонной двигательной установки БПЛА.
Представленный на фиг. 1-6 БПЛА 1 содержит узлы крепления на пусковое устройство 2 самолета-носителя вдоль его фюзеляжа 3, состоящие из переднего упора 4, замковой ниши 5 для подъема БПЛА 1 и его крепления на пусковом устройстве 2, и заднего упора 6, разгонную двигательную установку 7, систему управления его положением в автономном полете, включающую блок 8 управления, сообщенный с устройством 9 стабилизации положения БПЛА 1 после отделения от пускового устройства 2, и с устройством 10 управления положением БПЛА 1 после запуска разгонной двигательной установки 7. БПЛА 1 снабжен полезной нагрузкой 11, импульсным реактивным двигателем 12, для создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр 13 тяжести (ЦТ) БПЛА 1, с увеличением угла тангажа, и импульсным реактивным двигателем 14, для создания импульса компенсации вращения БПЛА 1 вокруг поперечной оси, проходящей через центр 13 тяжести. Пусковое устройство 2 содержит раздвижные элементы 15 для подъема БПЛА 1 и его крепления на пусковом устройстве 2 и выполнено с возможностью отделения БПЛА 1 от самолета-носителя в полете. БПЛА 1 снабжен тормозным парашютом, содержащим купол 16, стропы 17 и трос 18. Стропы 17 соединяют купол 16 с тросом 18. БПЛА 1 снабжен коробом 19, закрепленным со стороны хвостовой части БПЛА 1 через устройство 20 крепления короба 19, выполненное с возможностью расфиксации его крепления, и устройством 21 крепления конечного участка троса 18 в зоне верхней точки поверхности хвостовой части БПЛА 1, выполненным с возможностью расфиксации его крепления, при этом купол 16, стропы 17 и начальный участок троса 18 упакованы в короб 19, а конечный участок троса 18 парашюта закреплен в устройстве 21 его крепления.
П
П
П
П
УД
УД
УД
П
П
β
β
П
β
П
П
П
П-ПР
П-Б
П-Б
γ
γ
П-Б
γ
УД
УД
БПЛА 1 работает следующим образом. Средствами подъема пускового устройства 2 (на чертежах не показаны) БПЛА 1 устанавливается на пусковое устройство 2 до контакта с передним и задним упорами 4 и 6, раздвижные элементы 15 фиксируются в замковой нише 5. Самолет-носитель выполняет полет к месту отцепки с подъемом на высоту отцепки. В месте отцепки расфиксируются раздвижные элементы 15 и БПЛА 1 под действием силы тяжести отделяется от пускового устройства 2. При необходимости, пусковое устройство 2 может содержать устройство отталкивания БПЛА 1 (на чертежах не показано). После отделения БПЛА 1, по команде блока 8 управления задействуется устройство 9, обеспечивая стабилизацию положения БПЛА 1 в автономном полете, при котором импульсный реактивный двигатель 12 располагается в нижней части БПЛА 1, а импульсный реактивный двигатель 14, соответственно, в верхней. При стабилизации положения БПЛА 1 расфиксируют устройство 20 крепления короба 19, что приводит к отделению от БПЛА 1 короба 19. Купол 16 парашюта, его стропы 17 и начальный участок троса 18 оказываются в потоке воздуха, обтекающего БПЛА 1. Купол 16 раскрывается (см. фиг. 2), воспринимая динамическое давление обтекающего потока воздуха. Сила F от динамического давления потока воздуха на купол 16 через стропы 17 и трос 18 передается в зону верхней точки поверхности хвостовой части БПЛА 1. Сила F направлена в противоположную сторону от направления полета БПЛА 1 и создает дополнительное, по отношению к торможению БПЛА 1 обтекающим потоком воздуха, отрицательное ускорение, действующее на БПЛА 1 и дополнительно уменьшающее его скорость полета, по отношению к скорости самолета-носителя. Кроме того, сила F благодаря действию в зоне верхней точки поверхности хвостовой части БПЛА 1 создает момент М а вращения БПЛА 1 относительно его центра 13 тяжести, увеличивающий угол  тангажа: , где  - плечо силы F относительно центра 13 тяжести БПЛА 1 (см. фиг. 2), поэтому к моменту достижения необходимого расстояния (L) удаления БПЛА 1 от самолета-носителя, обеспечивающего безопасность самолета-носителя при выведении БПЛА 1 на высотную траекторию полета, при запуске импульсного реактивного двигателя 12, БПЛА 1 располагается под предварительным углом  тангажа (см. фиг. 3), поэтому для достижения значения угла  тангажа БПЛА 1, необходимого для запуска разгонной двигательной установки 7, импульсный реактивный двигатель 12, по сравнению с прототипом, обеспечивает увеличение угла тангажа БПЛА 1 на меньшую величину , что обеспечивает уменьшение затрат топлива на увеличение угла тангажа, соответственно, уменьшаются и затраты топлива импульсного реактивного двигателя 14 создания импульса компенсации вращения БПЛА 1. Благодаря дополнительному уменьшению скорости полета БПЛА 1, по отношению к скорости самолета-носителя, уменьшается время достижения необходимого расстояния (L) удаления БПЛА 1 от самолета-носителя, обеспечивающее безопасность самолета-носителя при выведении БПЛА 1 на высотную траекторию полета. Благодаря уменьшению времени достижения необходимого расстояния (L, см. фиг. 3) удаления БПЛА 1 от самолета-носителя, уменьшается также и потеря высоты (ΔН) полета БПЛА 1, относительно высоты полета самолета-носителя, при включении импульсного реактивного двигателя 12 и, соответственно, при запуске разгонной двигательной установки 7, что обеспечивает уменьшение времени выведения БПЛА 1 на высотную траекторию полета, и необходимого для этого запаса топлива разгонной двигательной установки 7, уменьшение ее массы и массы БПЛА 1 в целом. Уменьшение массы БПЛА 1 обеспечивает его большее ускорение при действии силы тяги разгонной двигательной установки 7, что дополнительно уменьшает время выведения БПЛА 1 на высотную траекторию полета. Кроме того, при действии силы F и случайном повороте или колебаниях БПЛА 1 по курсу на угол β (см. фиг. 4), сила F, относительно центра 13 тяжести, действует на плечо h, создавая момент вращения М=F*h, противоположного направления, который возвращает БПЛА 1 в исходное состояние, обеспечивая стабилизацию БПЛА 1 по курсу. Аналогично, момент вращения противоположного действия формируется и при повороте БПЛА 1 по курсу в противоположном направлении (на угол минус β). При действии силы F и случайном повороте или колебаниях БПЛА 1 по крену вокруг его продольной оси на угол γ (см. фиг. 5), точка приложения силы F смещается относительно вертикальной плоскости, при этом трос 18 располагается под углом к ней и сила F раскладывается на продольную составляющую (F) и боковую составляющую (F). Боковая составляющая F, относительно центра 13 тяжести, действует на плече h, создавая момент вращения М=F*h, противоположного действия, который возвращает БПЛА 1 в исходное состояние, обеспечивая стабилизацию БПЛА 1 по крену. Аналогично, момент вращения противоположного действия формируется и при повороте БПЛА 1 по крену в противоположном направлении (на угол минус γ). Благодаря стабилизации БПЛА 1 по курсу и крену уменьшается запас топлива, необходимый для работы устройства 9 стабилизации положения БПЛА 1 от момента его отделения от пускового устройства 2 до достижения необходимого расстояния L. После достижения необходимого расстояния L удаления БПЛА 1 от самолета-носителя блок 8 управления задействует расфиксацию устройства 21 крепления конечного участка троса 18 и импульсный реактивный двигатель 12, который обеспечивает увеличение угла тангажа БПЛА 1. В процессе увеличение угла тангажа БПЛА 1 до необходимого значения  (фиг. 6) по сигналам блока 8 управления задействуется импульсный реактивный двигатель 14, обеспечивая компенсацию импульса вращения БПЛА 1 вокруг поперечной оси, проходящей через ЦТ 13, а после уменьшения угловой скорости вращения БПЛА 1 выполняется запуск разгонной двигательной установки 7.