БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Область техники, к которой относится полезная модель
Полезная модель относится к области воздухоплавания, а именно к конструкции беспилотных летательных аппаратов, управляющихся дистанционно с земли или со спутника, или программируемых на определенную полетную задачу, и использующих в качестве силовой установки электродвигатели, работающие на энергии от солнечных батарей.
Указанные беспилотные летательные аппараты предназначены для осуществления самостоятельных непрерывных многосуточных управляемых полетов в стратосфере Земли на высотах до 30 км, и могут быть использованы для видеонаблюдения в разведывательных целях, поисковых и горноспасательных работах, поисково-спасательных работах при стихийных бедствиях и чрезвычайных ситуациях, мониторинге магистральных трубопроводов, линий электропередач, патрулирования мероприятий с большими скоплениями людей: митингов, демонстраций, спортивных состязаний, и пр.
Уровень техники
Из заявки на выдачу патента на изобретение US 20060278757 A1, МПК B64C 37/02, опубл. 14.12.2006, известна двухмоторная модель самолета, выполненная из полимерных композиционных материалов. На известной модели самолета установлены электродвигатели, питание которых осуществляется от элементов солнечных батарей, расположенных на верхней поверхности крыла. К недостаткам указанной конструкции модели самолета следует отнести невозможность выполнения беспосадочного полета длительной продолжительности, из-за низкого коэффициента полезного действия (КПД) используемых в известной модели солнечных батарей.
Из публикации US 5810284 A, МПК B64C 3/10, опубл. 22.09.1998 известен многомоторный самолет, использующий в качестве источника электрической энергии солнечные батареи. Самолет выполнен по схеме летающее крыло, состоящее из пяти секций. В конструкции использованы легкие древесные породы, вспененные полимерные материалы и полимерные композиционные материалы. Часть обшивки выполнена из тонкой полимерной пленки. К недостаткам указанного самолета можно отнести короткую продолжительность беспосадочного полета из-за низкого КПД солнечных батарей.
Также из уровня техники (см. Dornheim, Michael A. «SoLong Solar-Powered Drone Stays Aloft for 48 Hr», Aviation Week, опубл. 03.16.2009. Интернет, <URL:http://www.aviationweek.com/aw/generic/story_generic.jsp?channel=awst&id=news/06275p01.xml&headline=SoLong%20Solar-Powered%20Drone%20Stays%20Aloft%20for%2048%20Hr>) известна одномоторная модель самолета SoLong, использующая для полета энергию, вырабатываемую солнечными батареями. Продолжительность беспосадочного полета указанной модели равна 24 часа. Размах крыла SoLong составляет 4,75 метра. Модель самолета выполнена по нормальной аэродинамической схеме с V-образным оперением. Солнечные элементы расположены на верхней поверхности крыла. Управление полетом осуществляется с помощью элеронов и рулей оперения. В фюзеляже модели самолета расположены: авионика, аккумуляторные батареи, винтомоторная группа, рулевые машинки. В конструкции планера использованы легкая древесина и полимерные композиционные материалы. К недостаткам указанной модели самолета можно отнести большую массу конструкции и низкий КПД солнечных батарей.
Наиболее близким аналогом предлагаемой полезной модели является беспилотный летательный аппарат, известный из публикации заявки на выдачу патента Японии JP 06-329092 A, МПК B64C 3/38, опубл. 29.11.1994. Конструкция беспилотного летательного аппарата, определенного в качестве наиболее близкого аналога предлагаемой полезной модели, характеризуется выполнением основной плоскости переднего крыла, соединенной с верхней частью вертикального оперения, посредством дополнительной плоскости переднего крыла, при этом на поверхности обоих плоскостей переднего крыла расположены солнечные батареи. К недостаткам летательного аппарата, являющегося наиболее близким аналогом предлагаемой полезной модели, относится большая масса его конструкции и, как следствие, невозможность обеспечения длительной продолжительности беспосадочного полета.
Сущность полезной модели
Задачей, решаемой заявленной полезной моделью, является создание летательного аппарата, практический потолок которого равен 30000 м, и использующего в качестве силовой установки электродвигатели, работающие на электроэнергии, вырабатываемой фотоэлектрическими преобразователями, с минимальным полетным весом планера летательного аппарата, способного нести фотоэлектрические преобразователи, винтомоторную группу, аккумуляторные батареи, бортовое оборудование, с обеспечением оптимальных рабочих условий постоянно работающей винтомоторной группы и бортовой аппаратуры в условиях разряженной атмосферы и низкой температуры.
Еще одной задачей, решаемой предлагаемой полезной моделью, является обеспечение возможности реализации различных вариантов взлета летательного аппарата: при помощи рук, при помощи пускового устройства, а также при помощи дополнительного летательного аппарата на необходимую высоту с последующим самостоятельным управляемым полетом.
Кроме того, еще одной задачей, решаемой предлагаемой полезной моделью является создание удобного для транспортировки беспилотного летательного аппарата.
Также, еще одной задачей, решаемой предлагаемой полезной моделью является создание легкого в сборке и разборке беспилотного летательного аппарата.
Технический результат предлагаемой полезной модели заключается в увеличении продолжительности непрерывного беспосадочного полета беспилотного летательного аппарата.
Указанный технический результат обеспечивается за счет снижения массы конструкции беспилотного летательного аппарата и повышения КПД используемых в нем фотоэлектрических преобразователей, содержащего фюзеляж, вертикальное оперение и консоли переднего крыла, закрепленные на фюзеляже, консоли заднего крыла, закрепленные на вертикальном оперении, средства механизации, электродвигатель, аккумуляторные батареи и фотоэлектрические преобразователи, при этом фотоэлектрические преобразователи расположены на верхней поверхности консолей переднего и заднего крыла, причем переднее крыло выполнено прямой стреловидности, а заднее крыло выполнено обратной стреловидности, при этом консоли переднего крыла соединены в замкнутый контур с консолями заднего крыла посредством вертикальных крыльевых шайб, причем каждая консоль переднего крыла состоит из двух частей: корневой и концевой, а, вертикальные крыльевые шайбы соединены с консолями переднего крыла в месте соединения концевой и корневой частей консолей переднего крыла, при этом консоли заднего крыла соединены вертикальными крыльевыми шайбами с образованием единой конструкции.
В варианте реализации заявленной полезной модели, на концевых частях консолей переднего крыла установлены элероны, а на консолях заднего крыла установлен руль высоты, при этом на вертикальном оперении установлен курсовой руль.
В другом варианте реализации заявленной полезной модели, фотоэлектрические преобразователи выполнены двухсторонними и дополнительно размещены на верхней поверхности элеронов, руля высоты.
В еще одном варианте реализации заявленной полезной модели, переднее и заднее крыло, вертикальное оперение и вертикальные крыльевые шайбы состоят из обшивки и внутреннего каркаса, состоящего из трубчатых пустотелых лонжеронов и нервюр, при этом нижняя обшивка крыльев, элеронов и рулей высоты выполнена из прозрачного синтетического материала, а на внутренний каркас крыльев, элеронов, руля высоты нанесен светоотражающий зеркальный материал.
Также, в еще одном из вариантов реализации заявленной полезной модели, переднее и заднее крыло с вертикальными крыльевыми шайбами, вертикальное оперение соединены между собой трубчатыми соединительными штырями, с возможностью проворачивания несущих поверхностей относительно друг друга под действием резких порывов воздуха в процессе взлета, полета и посадки и последующего возврата их в исходное положение.
В другом варианте реализации заявленной полезной модели, фюзеляж выполнен в виде прочной пространственной рамы, внутри которой размещены аккумуляторные батареи, винтомоторная группа, элементы бортового оборудования, полезная нагрузка, а снаружи установлены шпангоуты, на которых закреплена обшивка фюзеляжа.
В частном случае реализации заявленной полезной модели, внутри фюзеляжа расположен блок аккумуляторных батарей, который установлен с возможностью перемещения при сборке вдоль внутреннего пространства пространственной рамы фюзеляжа для обеспечения центровки летательного аппарата в зависимости от полезной нагрузки.
В еще одном частном случае реализации заявленной полезной модели, на нижней поверхности фюзеляжа и на нижней поверхности переднего крыла установлено посадочное устройство, выполненное в виде пружинных изогнутых стоек.
Также, в еще одном варианте реализации заявленной полезной модели, беспилотный летательный аппарат является разборным на следующие составляющие:
- фюзеляж с неподвижно закрепленным вертикальным оперением и винтомоторной группой;
- две корневые консоли переднего крыла, с расположенными на них фотоэлектрическими преобразователями;
- две концевые консоли переднего крыла совместно с элеронами, фотоэлектрическими преобразователями, рулевыми машинками;
- две консоли заднего крыла совместно с крыльевыми вертикальными шайбами и рулями высоты, с расположенными на консолях заднего крыла фотоэлектрическими преобразователями;
- воздушный винт.
Краткое описание чертежей
Детали, признаки, а также преимущества настоящей полезной модели следуют из нижеприведенного описания примеров реализации заявленного беспилотного летательного аппарата с использованием чертежей (фиг.1-5).
На фиг.1 показан общий вид беспилотного летательного аппарата.
На фиг.2 изображена принципиальная схема деления на части беспилотного летательного аппарата.
На фиг.3, фиг.4 и фиг.5 показаны, соответственно, виды сверху, сбоку и спереди на беспилотный летательный аппарат.
На фиг.6 изображена пространственная рама фюзеляжа.
На фигурах позициями обозначены следующие элементы конструкции: фюзеляж (1); переднее крыло (2); корневая консоль переднего крыла (3); концевые консоли переднего крыла (4); вертикальное оперение (5); консоли заднего крыла (6); крыльевые вертикальные шайбы (7); фотоэлектрические преобразователи (8); маршевый электродвигатель (9); воздушный винт (10); аккумуляторные батареи (11); бортовая полезная нагрузка (12); руль направления (13); руль высоты (14); элероны (15); пружинные стойки (16); приемник воздушного давления (17); передний центральный соединительный штырь (18); задний соединительный штырь (19); передний периферийный соединительный штырь (20); винтомоторная группа (21); фиксирующий палец (22); кронштейн (23); продольный профильный элемент (24); поддерживающие элементы (25); шпангоуты (26).
Раскрытие полезной модели
Предлагаемый беспилотный летательный аппарат использует в качестве силовой установки один электродвигатель (9), питание которого осуществляется за счет энергии, получаемой в дневное время от ламинированных двухсторонних фотоэлектрических преобразователей (8), а в ночное время - от аккумуляторных батарей (11).
Базовым элементом беспилотного летательного аппарата является фюзеляж (1). Внутри фюзеляжа (1) расположена конструкция, представляющая собой пространственную раму, состоящей из продольных профильных элементов (24), воспринимающих изгибающие нагрузки и соединенных посредством клеевого или другого соединения с поддерживающими элементами (25), выполненными в виде монолитной намотанной изогридной конструкции, воспринимающей крутящие нагрузки. На пространственной раме закреплены шпангоуты (26), на которых, в свою очередь, закреплены металлические кронштейны (23). Шпангоуты (26) имеют внутренний и внешний контур. Внешний контур шпангоута соответствует внутренней поверхности обшивки. Обшивка установлена на контурной внешной поверхности шпангоутов посредством клеевого или винтового соединения, образуя плавную внешнюю поверхность фюзеляжа (1). В результате образованной плавной внешней поверхности фюзеляжа (1) снижается его аэродинамическое сопротивление в полете. В кронштейнах (23) выполнены отверстия для установки переднего центрального соединительного крыльевого штыря (18).
Передний центральный соединительный штырь (18) соединен с крыльевыми трубчатыми пустотелыми лонжеронами в консолях переднего крыла (3). Соединение крыла со штырем выполнено без фиксации от проворота, с возможностью небольшого вращения, на угол от 1° до 2°, что позволяет разгрузить трубчатый лонжерон крыла от вращающих моментов и обеспечить необходимую прочность при заданной геометрической форме несущих поверхностей относительно фюзеляжа (1). Данное соединение выполнено с возможностью самоустанавливания несущих поверхностей в исходное положение путем их небольшого проворачивания относительно друг друга, (например, под действием резких порывов воздуха в процессе взлета, полета и посадки, а также за счет возникающих сил упругости конструкции). Для фиксации постоянного угла атаки переднего крыла (2) относительно фюзеляжа (1) служит палец (22), устанавливаемый в консоль крыла и кронштейн (23).
Продольные профильные элементы (24) на своей внутренней поверхности имеют посадочные места для установки различных площадок или каркасов с аппаратурой, а также винтомоторной группы (21).
Корневые части (3) консоли переднего крыла (2) соединены с фюзеляжем (1) посредством передних центральный соединительных штырей (18). Вертикальное оперение (5) закреплено на силовом каркасе фюзеляжа (1) при помощи винтового соединения.
При грубой посадке за счет местного небольшого деформирования обшивки фюзеляжа (1), поглощаемые ударные нагрузки рассеиваются и предохраняют от разрушения внутреннее оборудование. Для обеспечения удобства доступа к внутреннему оборудованию в обшивке фюзеляжа (1) выполнены технологические люки.
Внутренний объем фюзеляжа (1) выполнен с возможностью размещения электрического и управляющего оборудования, аккумуляторных батарей (11), рулевых машинок, технологических воздухопроводов, органов управления механизацией (на фиг. не показаны), бортовой полезной нагрузки (12). На нижнюю поверхность фюзеляжа (1) установлено посадочное устройство, выполненное в виде пружинных стоек (16), предохраняющее фюзеляж (1) от касания с землей.
Аккумуляторные батареи (11) расположены внутри фюзеляжа (1) с возможностью перемещения вдоль внутреннего пространства фюзеляжа (1) для обеспечения необходимой центровки летательного аппарата в зависимости от бортовой полезной нагрузки (12).
Вертикальное оперение (5) предназначено для обеспечения путевой устойчивости беспилотного летательного аппарата, и представляет собой сборную конструкцию, включающую в себя переднюю кромку, лонжерон, верхний и нижний фитинги крепления, нервюры, обшивку. Вертикальное оперение (5) установлено вертикально вверх на хвостовой части фюзеляжа (1). В торцевых нервюрах выполнены отверстия для крепления осей руля направления (13). Внутри вертикального оперения закреплены рулевые машинки, позволяющие отклонять руль направления (13) на требуемый угол.
Руль направления (13) предназначен для обеспечения путевой устойчивости летательного аппарата относительно вертикальной оси. Он представляют собой подвижную часть вертикального оперения (5) в виде легкой профилированной пустотелой конструкции, выполненной из вспененного полимерного материала, и обшитой тонким слоем полимерного композиционного материала. На торцах руля направления (13) установлены штифты, с помощью которых руль направления соединен с вертикальным оперением (5). В средней части руля направления (13) установлены две качалки, соединяющиеся с тягами рулевых машинок вертикального оперения (5). Отклонение руля направления (13) от оси вращения приводит к созданию момента, вызывающего поворот летательного аппарата в горизонтальной плоскости.
Переднее крыло (2) предназначено для создания аэродинамической подъемной силы, обеспечения поперечной устойчивости. При помощи расположенных на переднем крыле (2) элеронов (15) обеспечивается поперечная управляемость. Переднее крыло (2) выполнено прямой стреловидности по однолонжеронной схеме и состоит из двух консолей, присоединяемых к фюзеляжу (1) с помощью передних центральных соединительных штырей (18). Каждая консоль состоит из корневой и концевой частей, соединенных между собой прямыми передними периферийными соединительными штырями (20). В месте стыковки одной части крыла с другой к крылу крепится вертикальная крыльевая шайба (7).
Каждая консоль переднего крыла (2) состоит из: передней кромки, лонжерона, нервюр, галтелей. Лонжерон проходит через отверстие в нервюрах. К задним частям нервюр прикреплены галтели, которые могут быть прикреплены к задним частям нервюр при помощи клеевого соединения. Нервюры установлены по потоку. В месте стыковки одной части крыла с другой установлены силовые нервюры. В каждой концевой части консоли переднего крыла на галтелях установлены кронштейны для элеронов. Благодаря элеронам улучшаются маневренность и взлетно-посадочные характеристики беспилотного летательного аппарата. Внутренний объем переднего крыла используется для размещения электрического оборудования, рулевых машинок, технологических воздухопроводов, органов управления механизацией. На нижней поверхности переднего крыла установлены дополнительные пружинные стойки (16), предохраняющие переднее крыло (2) от касания с землей при взлете и посадке.
Верхняя поверхность переднего крыла (2) оснащена ламинированными двухсторонними фотоэлектрическими преобразователями (8), являющимися главными источниками электроэнергии, необходимой для многочасовой непрерывной работы электрического двигателя, бортовой аппаратуры, рулевых машинок, зарядки бортовых аккумуляторных батарей (11), полезной нагрузки.
Нижняя поверхность переднего крыла (2) снабжена тонкой полимерной прозрачной пленкой для дополнительного освещения нижней поверхности фотоэлектрических преобразователей (8).
Элерон (15) переднего крыла (2) предназначен для обеспечения поперечной управляемости летательного аппарата. Он представляет собой рулевую поверхность, расположенную на концевых частях консолей переднего крыла (2) у задней кромки с возможностью отклонения вверх или вниз. Отклонение одного элерона вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего крен летательного аппарата.
Элерон (15) переднего крыла (2) состоит из верхнего и нижнего наполнителя, нервюр, задней кромки, обшивки, качалки. Элерон (15) соединен с концевой частью переднего крыла при помощи двух штифтов, а с помощью качалки соединен с тягой рулевой машинки, посредством которой осуществляется отклонение на требуемый угол. На верхней поверхности элерона (15) закреплены ламинированные двухсторонние фотоэлектрические преобразователи (8), а нижняя поверхность элеронов (15) выполнена из прозрачной обшивки, выполненной из прозрачного синтетического материала. Контакты от фотоэлектрических преобразователей (8) проложены внутри элерона (15) и выведены наружу вблизи точки вращения элерона (15).
Заднее крыло предназначено для создания аэродинамической подъемной силы, обеспечения путевой и продольной устойчивости. Заднее крыло выполнено обратной стреловидности по однолонжеронной схеме и состоит из двух консолей (6). Каждая консоль (6) заднего крыла соединена центральными частями с помощью задних соединительных штырей (19) со стыковым узлом, установленным в верхней части вертикального оперения (5), и с помощью стыковых узлов, установленных на крыльевых вертикальных шайбах (7), соединена с передним крылом (2). Каждая консоль (6) заднего крыла состоит из внутренней несущей поверхности и крыльевой вертикальной шайбы (7), соединенных между собой передней кромкой, лонжероном и переходным участком. Лонжерон проходит через отверстие в нервюрах. К задним частям нервюр приклеены галтели. Нервюры установлены по потоку. В месте стыковки консоли заднего крыла (6) с вертикальным оперением (5) установлены силовые нервюры. Переходной участок от несущей части к крыльевой вертикальной шайбе (7) имеет плавную поверхность.
На верхней поверхности консолей (6) заднего крыла установлены ламинированные двухсторонние фотоэлектрические преобразователи. Нижняя поверхность консолей (6) заднего крыла снабжена прозрачной пленкой для дополнительного освещения нижней поверхности фотоэлектрических преобразователей (8). Поверхность плавного переходного участка консолей заднего крыла и поверхность крыльевой вертикальной шайбы (7) снабжена тонким жестким полимерным материалом.
В каждой консоли (6) заднего крыла на галтели несущей поверхности установлены кронштейны для навески рулей высоты (14). Благодаря рулям высоты (14) улучшаются взлетно-посадочные характеристики беспилотного летательного аппарата. Внутренний объем заднего крыла используется для размещения электрического оборудования, технологических воздухопроводов, органов управления механизацией.
Руль высоты (14) заднего крыла состоит из верхнего и нижнего наполнителя, нервюр, задней кромки, обшивки, качалки. Руль высоты (14) заднего крыла соединен с консолями (6) заднего крыла при помощи двух штифтов, а с помощью качалки соединен с тягой рулевой машинки, посредством которой осуществляется отклонение на требуемый угол. На верхней поверхности руля высоты закреплены двухсторонние фотоэлектрические преобразователи (8). Нижняя поверхность руля высоты (14) выполнена из прозрачной обшивки, представляющей собой прозрачный синтетический материал.
Руль высоты заднего крыла (14) предназначен для обеспечения продольной устойчивости летательного аппарата. Он представляют собой рулевую поверхность, расположенную на кронштейнах в галтели заднего крыла. Отклонение одного руля высоты (14) вверх, а другого вниз приводит к созданию поперечного момента, вызывающего крен летательного аппарата.
Контакты от фотоэлектрических преобразователей (8) проходят внутри руля высоты и выходят наружу вблизи точки вращения руля высоты (14).
Переднее (2) крыло, заднее крыло с крыльевыми вертикальными шайбами (7) и вертикальное оперение (5) соединены между собой трубчатыми соединительными штырями (18), (19), (20), с возможностью проворачивания, на угол от 1° до 2°, несущих поверхностей относительно друг друга под действием резких порывов ветра в процессе взлета, полета и посадки и последующего возврата их в исходное положение.
Нервюры консолей переднего крыла (2), нервюры консолей заднего крыла, а также внутренний каркас руля высоты (14) и элеронов (15) выполнены со светоотражающей поверхностью. В одном из вариантов реализации предлагаемого беспилотного летательного аппарата, нервюры консолей переднего крыла (2), нервюры консолей заднего крыла, а также внутренний каркас руля высоты (14) и элеронов (15) покрыты светоотражающей зеркальной пленкой.
Посадочное устройство является частью многоопорного шасси и предназначено для:
- обеспечения устойчивости беспилотного летательного аппарата при посадке путем восприятия динамических нагрузок;
- предохранения крыла от разрушения путем рассеивания поглощенной энергии удара;
- предотвращения колебаний крыла после приземления.
Посадочное устройство представляет собой две основные пружинные стойки (16), размещенные на передней и задней части нижней поверхности фюзеляжа (1) и две вспомогательные подкрыльевые пружинные стойки (16), закрепленные на кронштейнах силовых нервюр переднего крыла (2). Пружинные стойки (16), изготовленные из износостойкого сплава, выполнены с возможностью регулировки за счет изменения формы, веса, упругих свойств. Пружинные стойки (16) установлены в отверстии кронштейна с фиксацией винтом, предохраняющим пружинную стойку (16) от самопроизвольного проворачивания и отсоединения.
Электрическая энергия, вырабатываемая фотоэлектрическими преобразователями (8) используется для обеспечения работоспособности маршевого электродвигателя (9), приводящего в движение воздушный винт (10), а также для зарядки литий-полимерных аккумуляторных батарей (11).
Энергия аккумуляторных батарей (11) используется для работы маршевого электродвигателя (9) во время отсутствия солнечных лучей в ночное время, для рулевых машинок, и для питания бортовой полезной нагрузки (12). В качестве бортовой полезной нагрузкой (12) используются устройства регистрации, например фото/видео аппаратура.
Фотоэлектрические преобразователи (8) выполнены двухсторонними. Выполнение нижних обшивок переднего (2) и заднего крыла, а также элеронов (15) и рулей высоты (14) из тонкой прозрачной пленки со светоотражающей зеркальной поверхностью позволяет повысить КПД фотоэлектрических преобразователей (8) за счет отраженного света от земной поверхности или облаков. Благодаря такому выполнению, фотоэлектрические преобразователи (8) могут вырабатывать электроэнергию как от солнечных лучей, падающих сверху или сбоку, так и от лучей, отраженных от земной поверхности, облаков, зеркальной поверхности нервюр.
Кроме того, на внешнюю поверхность двухсторонних фотоэлектрических преобразователей (8) приклеена тонкая прочная прозрачная пленка, позволяющая защитить фотоэлектрические преобразователи (8) от механических повреждений.
Благодаря описанной конструкции, предлагаемый беспилотный летательный аппарат выполнен с возможностью быстрой и не требующей усилий и специальных инструментов сборки/разборки в «полевых условиях». Также заявленная конструкция беспилотного летательного аппарата способствует обеспечению минимального аэродинамического сопротивления.
Беспилотный летательный аппарат разбирается на следующие части:
- фюзеляж (1) с неподвижно закрепленным вертикальным оперением (5) и винтомоторной группой (21);
- две консоли переднего крыла (2), с расположенными на них фотоэлектрическими преобразователями (8) и электрокабелями;
- две консоли заднего крыла (6) совместно с крыльевыми вертикальными шайбами (7) и рулями высоты (14), расположенными на консолях заднего крыла (6) фотоэлектрическими преобразователями (8) и электрокабелями;
- две внешние концевые консоли переднего крыла (2) совместно с элеронами (15), фотоэлектрическими преобразователями (8), рулевыми машинками и электрокабелями;
- воздушный винт (10).
Такая конструкция обеспечивает легкую сборку/разборку предлагаемого беспилотного летательного аппарата в полевых условиях в течение не более 15 минут, а также обеспечивает возможность его транспортировки в разобранном компактном состоянии.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется геометрическими параметрами, обеспечивающими необходимые летные характеристики.
Геометрические параметры летательного аппарата связаны между собой следующими соотношениями (см. фиг. 3, 4):
1
2
1
2
- отношение размаха переднего крыла (L) к размаху заднего крыла (L) равно L:L=1:(0,7…0,8);
1
3
1
3
- отношение размаха переднего крыла (L) к длине элерона (L) равно L:L=1:(0,2…0,3);
1
4
1
4
- отношение размаха переднего крыла (L) к длине руля высоты (L) равно L:L=1:(0,3…0,4);
1
5
1
5
- отношение размаха переднего крыла (L) к длине фюзеляжа (L) равно L:L=1:(0,9…0,95);
1
1
- отношение размаха переднего крыла (L) к диаметру винта D равно L:D=1:(0,3…0,35);
5
6
5
6
- отношение длины фюзеляжа L к длине руля высоты L равно L:L=1:(0,3…0,4);
5
7
5
7
- отношение длины фюзеляжа L к расстоянию от носа фюзеляжа до корня крыла L равно L:L=1:(0,5…0,6);
5
8
5
8
- отношение длины фюзеляжа L к расстоянию между хордами верхнего и нижнего сечений вертикальной крыльевой шайбы L равно L:L=1:(0,1…0,15);
5
9
5
9
- отношение длины фюзеляжа L к расстоянию между хордами вертикального оперения L равно L:L=1:(0,2…0,3);
5
10
5
10
- отношение длины фюзеляжа L к высоте летательного аппарата L равно L:L=1:(0,35…0,4);
1
1
1
1
- отношение размаха переднего крыла L к хорде переднего крыла B равно L:B=1:(0,055…0,06);
1
2
1
2
- отношение хорды переднего B крыла к хорде заднего крыла B равно B:B=1:1;
1
3
1
3
- отношение хорды переднего крыла B к хорде элерона B равно B:B=1:(0,3…0,35);
1
4
1
4
- отношение хорды переднего крыла B к хорде руля высоты B равно B:B=1:(0,3…0,35);
1
5
1
5
- отношение хорды переднего крыла B к хорде корневого сечения вертикального оперения B равно B:B=1:1;
5
6
5
6
- отношение хорды корневого сечения вертикального оперения B к хорде концевого сечения вертикального оперения B равно B:В=1:(0,9…0,95);
5
7
5
7
- отношение хорды корневого сечения вертикального оперения B к хорде корневого сечения руля направления вертикального оперения B равно B:B=1:(0,3…0,35);
6
8
6
8
- отношение хорды концевого сечения B к хорде концевого сечения руля направления вертикального оперения B равно B:B=1:(0,3…0,35);
5
9
5
9
- отношение хорды корневого сечения вертикального оперения B к хорде нижнего сечения вертикальной крыльевой шайбы B равно B:B=1:(1,2…1,3);
5
10
5
10
- отношение хорды корневого сечения вертикального оперения B к хорде верхнего сечения вертикальной крыльевой шайбы B равно B:B=1:(1,0…1,05);
1
- угол стреловидности передней кромки переднего крыла χ=18…22°;
1
2
- угол стреловидности передней кромки заднего крыла χ=χ;
3
- угол стреловидности передней кромки вертикальной крыльевой шайбы χ=45…50°;
4
- угол стреловидности передней кромки вертикального оперения χ=10…12°;
1
- угол поперечного V переднего крыла φ=5…7° (положительный);
- угол поперечного V заднего крыла φ2=4…6° (отрицательный).