БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ
DRONE

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам, а именно, к аэродинамической компоновке и конструкции беспилотного летательного аппарата.
Из уровня техники известны беспилотные летательные аппараты.
Так, в патенте РФ №2234651 на группу изобретений «Малоразмерый беспилотный летательный аппарат (варианты)», МПК В64С 1/30, В64С 3/56, F42B 10/14, дата публикации 27.09.2008 г., [1], представлен беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, при этом фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, выполненных с возможностью их разъединения и имеющие различное поперечное сечение. Недостатком известного беспилотного летательного аппарата [1] является выполнение по схеме высокоплан, что увеличивает его коэффициент аэродинамического лобового сопротивления при нулевой подъемной силе Схо в связи с увеличением миделя и наличием интерференции между крылом и фюзеляжем. Кроме того, недостатком является размещение полезной нагрузки в фюзеляже, что приводит к ограничению геометрических параметров полезной нагрузки, и, следовательно, к необходимости создания нового аппарата для каждого вида полезной нагрузки, отличающейся геометрическими параметрами.
В патенте РФ №83483 на полезную модель «Беспилотный летательный аппарат», МПК В64С 1/26, В64С 1/30, В64С 3/56 В64С 5/02, F42B 10/14, дата публикации 10.06.2009 г., [2], представлен беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при этом крыло содержит центроплан и присоединяемые к нему консоли, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, выполненных с возможностью их разъединения и имеющие различное поперечное сечение, V-образное оперение выполнено с возможностью снятия его консолей с хвостовой части фюзеляжа. Недостатком полезной модели [2] является выполнение по схеме высокоплан, что увеличивает его коэффициент Схо в связи с увеличением миделя и наличием интерференции между крылом и фюзеляжем. Кроме того, недостатком является размещение полезной нагрузки в фюзеляже, что приводит к ограничению геометрических параметров полезной нагрузки, и, следовательно, к необходимости создания нового аппарата для каждого вида полезной нагрузки, отличающейся геометрическими параметрами.
В патенте РФ №41295 на полезную модель «Разведывательный беспилотный летательный аппарат», МПК В64С 39/02, дата публикации 20.10.2004 г., [3], представлен беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при этом задняя кромка крыла оснащена отклоняемыми поверхностями, фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, имеющих различное поперечное сечение, V-образное оперение выполнено с возможностью снятия его консолей с хвостовой части фюзеляжа. Недостатком полезной модели [3] является выполнение по схеме высокоплан, низкоплан или среднеплан, что увеличивает его коэффициент Схо в связи с увеличением миделя и наличием интерференции между крылом и фюзеляжем. Кроме того, недостатком является размещение полезной нагрузки в фюзеляже, что приводит к ограничению геометрических параметров полезной нагрузки, и, следовательно, к необходимости создания нового аппарата для каждого вида полезной нагрузки, отличающейся геометрическими параметрами.
Беспилотный летательный аппарата, представленный в описании полезной модели [2], принят за наиболее близкий аналог заявленного изобретения.
Решаемой технической задачей является обеспечение универсальности использования беспилотного летательного аппарата путем увеличения номенклатуры и геометрических параметров полезной нагрузки.
Технический результат изобретения состоит в повышении аэродинамического качества беспилотного летательного аппарата путем уменьшения аэродинамического сопротивления при нулевой подъемной силе Схо.
Технический результат изобретения состоит также в увеличении номенклатуры и геометрических параметров полезной нагрузки.
Сущность изобретения состоит в следующем.
Беспилотный летательный аппарат, как и в наиболее близком аналоге [2], содержит фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при этом крыло содержит центроплан и присоединяемые к нему консоли, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, выполненных с возможностью их разъединения и имеющие различное поперечное сечение, V-образное оперение содержит две консоли, выполненные с возможностью их снятия с хвостовой части фюзеляжа, но в отличие от наиболее близкого аналога [2], фюзеляж оснащен центральной частью, выполненной с возможностью разъединения с носовой и хвостовой частями посредством быстроразъемного крепежа, центроплан крыла выполнен с наплывом в месте примыкания к фюзеляжу и с переменной относительной толщиной, увеличивающейся по мере приближения к фюзеляжу, при этом максимальная толщина профиля центральной хорды центроплана превосходит высоту поперечного сечения центральной части фюзеляжа, V-образное оперение выполнено с ложементом с конической поверхностью, соответствующей конической поверхности хвостовой части фюзеляжа в месте установки V-образного оперения и соединяющим между собой его консоли, а центроплан в месте размещения фюзеляжа оснащен элементами крепления полезной нагрузки.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что консоли крыла выполнены сужающимися, с законцовками с криволинейной кромкой и с поперечным углом установки, не равными поперечному углу установки центроплана.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что консоли выполнены с геометрической круткой с уменьшающейся величиной угла установки по мере удаления от места соединения с центропланом.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что на верхней поверхности центроплана выполнена ниша для посадочного парашюта, оснащенная створкой с приводом ее перемещения, и механизмом выпуска парашюта.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что в носовой части фюзеляжа размещены электродвигатель, электрические аккумуляторы и элементы системы управления.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что электрические аккумуляторы размещены в центроплане крыла.
Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что соединение центроплана с консолями выполнены в виде, по меньшей мере, одного паза, расположенного в каждой из концевых нервюр центроплана, и установленных в консолях крыла стержней с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению соответствующего паза в концевой нервюре центроплана.
Представленные признаки являются существенными для достижения заявленного технического результата, взаимосвязаны между собой и образуют совокупность, необходимую и достаточную для достижения технического результата и решения поставленной задачи.
Действительно, выполнение беспилотного летательного аппарата содержащим фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при выполнении крыла содержащим центроплан и присоединяемые к нему консоли, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, выполнение центроплана с наплывом в месте примыкания к фюзеляжу и с увеличивающейся относительной толщиной по мере приближения к фюзеляжу, а фюзеляжа составленным из носовой, центральной и хвостовой частей, установленных с возможностью их разъединения и имеющих различное поперечное сечение, при этом с высотой поперечного сечения центральной части фюзеляжа меньшей максимальной толщины профиля центроплана, а также выполнение V-образного оперения с соединяющим его консоли ложементом с конической поверхностью, соответствующей конической поверхности хвостовой части фюзеляжа, обеспечивает уменьшение коэффициента аэродинамического сопротивления при нулевой подъемной силе Схо благодаря интегральной форме сочленения центральной части фюзеляжа с центропланом крыла, а также малой площади поперечного сечения носовой части фюзеляжа благодаря ее цилиндрической форме и уменьшению площади омываемой поверхности хвостовой части фюзеляжа благодаря ее конической форме. При этом наличие узлов крепления полезной нагрузки в месте с максимальной геометрической высотой обеспечивает прочность планера беспилотного летательного аппарата при соединении контейнеров с разными геометрическими размерами в зависимости от характера полезной нагрузки.
Выполнение консолей крыла сужающимися и с законцовками с криволинейной кромкой, а также с поперечным углом установки, не равным поперечному углу установки центроплана, способствует приближению эпюры распределенной по размаху аэродинамической нагрузки к эллиптической форме, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления и, следовательно, повышению аэродинамического качества.
Выполнение консолей с геометрической круткой с уменьшающейся величиной угла установки по мере удаления от места соединения с центропланом способствует снижению индуктивного сопротивления благодаря приближению эпюры распределенной аэродинамической нагрузки на крыле к эллиптической форме и увеличению углов атаки безотрывного обтекания.
Размещение на верхней поверхности центроплана ниши для посадочного парашюта, оснащенной створкой с приводом ее перемещения, и механизмом выпуска парашюта позволяет выполнять беспилотный летательный аппарат без шасси, что уменьшает его коэффициент Схо.
Выполнение беспилотного летательного аппарата с размещением в носовой части фюзеляжа электродвигателя, электрических аккумуляторов и элементов системы управления обеспечивает чистоту аэродинамической формы и, следовательно, способствует снижению коэффициента Схо.
Выполнение беспилотного летательного аппарата с размещением элементов питания в центроплане крыла обеспечивает чистоту аэродинамической поверхности, что способствует уменьшению коэффициента Схо.
Выполнение соединения центроплана с консолями в виде, по меньшей мере, одного паза, расположенного в каждой из концевых нервюр центроплана, и установленных в консолях крыла стержней с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению соответствующего паза в концевой нервюре центроплана, обеспечивает присоединение консолей к центроплану без элементов крепежа, то есть без нарушения аэродинамической чистоты беспилотного летательного аппарата. При этом такое соединение обеспечивает прижатие консолей к центроплану благодаря параллельной плоскости хорд центроплана составляющей аэродинамической силе на консолях, поперечный угол установки которых не равен поперечному углу установки центроплана.
Изобретение поясняется чертежами.
На фиг.1 показан беспилотный летательный аппарат в изометрии.
На фиг.2 показан вид в плане беспилотного летательного аппарата.
На фиг.3 показан вид сзади беспилотного летательного аппарата.
На фиг.4 показан вид сбоку беспилотного летательного аппарата.
На фиг.5 показан разрез А-А на фиг.2.
На фиг.6 показан разрез Б-Б на фиг.2.
На фиг.7 показан разрез В-В на фиг.2.
На фиг.8 показан разрез Г-Г на фиг.2.
На фиг.9 показан разрез Д-Д на фиг.2.
На фиг.10 показан разрез Е-Е на фиг.2.
На фиг.11 показан разрез Ж-Ж на фиг.2.
На фиг.12 показана схема технологическое расчленение беспилотного летательного аппарата в изометрии.
Беспилотный летательный аппарат устроен следующим образом.
Беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж 1, крыло 2, V-образное оперение 3 и силовую установку с тянущим воздушным винтом 4. Крыло 2 содержит центроплан 5 и присоединяемые к нему консоли 6, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, например, элеронами 7 или зависающими закрылками (фиг.1, 2).
Фюзеляж 1 составлен из центральной части 8, выполненной с возможностью соединения с носовой 9 и конической хвостовой 10 частями посредством быстроразъемного крепежа (фиг.1, 2, 4). V-образное оперение 3 выполнено с соединяющим между собой его консоли 11 ложементом 12 с конической поверхностью, соответствующей конической поверхности хвостовой части 10 фюзеляжа 1 в месте установки V-образного оперения 4 (фиг.3). Ложемент 12 V-образного оперения 4 соединяется с конической хвостовой частью 10 фюзеляжа 1 (фиг.5) посредством разъемного, например, болтового соединения (на фиг. не показано). При этом поперечное сечение носовой части 9 отличается от поперечного сечения хвостовой части 10 фюзеляжа 1 (фиг.1, 2, 4).
maxЦП
Ф
max
Ф
К
К
ЦП
К
ЦП
Центроплан 5 крыла 2 выполнен с наплывом 13 в месте примыкания к фюзеляжу и с переменной относительной толщиной профиля с=С/В (где С - толщина, В - длина хорды центроплана 5 крыла 2), увеличивающейся по мере приближения к фюзеляжу 1 (фиг.6, 7), при этом максимальная толщина С контура продольного сечения центроплана превосходит высоту поперечного сечения Н центральной части 8 фюзеляжа 1: C>Н. На центроплане 5 крыла 2 установлены элементы крепления полезной нагрузки (на фиг. не обозначены). Консоли 6 крыла 2 выполнены с геометрической круткой с уменьшающейся величиной угла установки φ по мере удаления от места соединения с центропланом 5 крыла 2 (фиг.8). Кроме того, консоли 6 крыла 2 могут выполняться сужающимися и с законцовками 14 с криволинейной кромкой и установлены под поперечным углом установки ψ, отличающегося от поперечного угла установки центроплана ψ:ψ≠ψ.(фиг.3, 9).
Отклоняемые поверхности, например, элероны 7, оснащены приводом 15 их отклонения (фиг.9). При этом отклоняемые поверхности, например, элероны 7, в поперечном сечении выполнены не выходящими за теоретический контур профиля консоли 6, соединены с верхней поверхностью консоли 6 посредством верхнего слоя гибкой обшивки 16, выполненной, например, из стеклоткани, а на нижней поверхности выполнены с криволинейным контуром 17, опирающегося на контур (кромку) нижней поверхности консоли 6 крыла 2. Тяга привода 15, установленного на консоли 6, соединена с выходящей за контуры теоретического профиля нервюрой 18 элерона 7 (фиг.9).
Беспилотный летательный аппарат может оснащаться взлетно-посадочным шасси, однако, в предпочтительном варианте выполнения запуск беспилотного аппарата осуществляется с катапульты, а посадка - на посадочном парашюте (на фиг. не обозначен), который размещен в нише 19 на верхней поверхности центроплана 5, оснащенной створкой 20 с приводом ее перемещения (на фиг. не показано) и механизмом выпуска парашюта (фиг.2, 6).
В носовой части 9 фюзеляжа 1 размещены электродвигатель 21 с тянущим воздушным винтом 4 (фиг.6), электрические аккумуляторы, а также элементы системы управления беспилотным летательным аппаратом (на фиг. не показаны). Электрические аккумуляторы также могут размещаться в центроплане 5 крыла 2 (на фиг. не показаны).
Быстроразъемное соединение носовой 10 и хвостовой 11 частей фюзеляжа 1 с центральной частью 9 может выполняться в виде паза 22, в который вставлен винт 23, головка 24 которого расположена на внешней поверхности фюзеляжа 1, во внутренней полости фюзеляжа расположена гайка 25, а между гайкой 25 и внутренней поверхностью фюзеляжа 1 - упругий элемент, например, пружина 26 (фиг.10). Паз 22 выполнен сквозным и расположенным вдоль оси фюзеляжа 1 и перпендикулярно к ней расположенным участком, ширина которого соответствует размеру поперечного сечения головки 24 винта 23 (фиг.2).
Быстроразъемное соединение центроплана 5 с консолями 6 выполнено в виде, по меньшей мере, одного паза 27, расположенного в каждой из концевых нервюр 28 консоли 6, и установленных в центроплане 5 крыла 2 стержней 29 с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению соответствующего паза 27 в концевой нервюре 28 консоли 6 (фиг.11). Стержни 29 и пазы 27 могут располагаться или соединяться с лонжеронами 30 и 31 соответственно центроплана 5 и консолей 6 (фиг.11).
Беспилотный летательный аппарат работает следующим образом.
При сборке беспилотного летательного аппарата, согласно схеме его технологического членения (фиг.12), соединяются разъемы элементов управления в носовой 9 и центральной 8 частях фюзеляжа, затем носовая часть 9 присоединяется к центральной части 8 фюзеляжа 1 путем введения закрепленного, например, на переднем конце центральной части фюзеляжа, в сквозной паз 22 на верхней поверхности носовой части 9 фюзеляжа 1, и затем повернуть для вхождения в участок паза 22, перпендикулярный продольной оси носовой части 9 фюзеляжа 1 (фиг.2, 10, 12). Благодаря разному диаметру головки 24 и винта 23, после вхождения в поперечный участок паза 22 под действием расположенной между гайкой 24 пружины 26 происходит фиксация носовой 9 и центральной 10 частей между собой (фиг.10). Аналогичным образом производится соединение конической хвостовой части 10 к центральной части 8 фюзеляжа 1. После соединения разъемов системы управления в V-образном оперении 3 и в хвостовой части 10 фюзеляжа 1 посредством разъемного соединения соединяют ложемент 12 V-образного оперения 3 к конической хвостовой части 10 фюзеляжа 1 (фиг.5, 12). После соединения разъемов системы управления в консолях 6 и центроплане 5, вставляют стержни 29 консоли 6 в пазы 27 в концевой нервюре 28 центроплана 5 (фиг.11, 12).
К
После проверки системы управления беспилотный летательный аппарат запускают с катапульты. Во время полета, благодаря малому поперечному сечению передней части 9 фюзеляжа 1, встроенному в центроплан 5 центральной части 8 фюзеляжа 1, а также конической форме хвостовой части 10 фюзеляжа 1 (фиг.1, 2, 4), беспилотный аппарат имеет малую величину коэффициента Схо. Площадь поверхности V-образного оперения 3 также меньше, чем горизонтального и вертикального оперения, что уменьшает площадь его омываемой поверхности и способствует уменьшению Схо беспилотного летательного аппарата. Размещение центральной части 8 фюзеляжа 1 в центроплане 5 крыла 2, выполненном с наплывом 13 и с увеличивающейся относительной толщиной профиля центроплана 5, центральная часть 8 фюзеляжа не выходит за контуры профиля центроплана 5 (фиг.6, 7). Такое соединение обеспечивает уменьшение интерференции между крылом 2 и фюзеляжем 1, что также приводит к уменьшению величины коэффициента Схо. Выполнение крыла 2, составленным из центроплана 5 и присоединяемых к нему консолей 6 (фиг.1, 2, 12), позволяет выполнять крыло с большим удлинением, что уменьшает индуктивное сопротивления крыла 2. При этом выполнение консолей 6 сужающимися (фиг.2, 8), например, за счет стреловидности передней кромки, обеспечивает трапециевидную форму крыла в плане, что способствует эллиптическому распределению циркуляции (нагрузке на крыло), что также снижает индуктивное сопротивление. Выполнение консолей с геометрической круткой с уменьшающимся углом установки φ по мере удаления от центроплана 5 (фиг.8) увеличивает углы атаки безотрывного обтекания крыла 2 и расширяет диапазон скоростей полета беспилотного летательного аппарата.
Таким образом, представленный в описании беспилотный летательный аппарат обладает низким аэродинамическим сопротивление, высоким аэродинамическим качеством и большим диапазоном скоростей полета. Наличие элементов крепления контейнера с полезной нагрузкой позволяет устанавливать на беспилотный летательный аппарат контейнеры с полезной нагрузкой в широком диапазоне геометрических параметров и назначения.
Представленные в описании изобретения сведения достаточны для использования изобретения при разработке и изготовлении беспилотного летательного аппарата, обладающего низким аэродинамическим сопротивлением, высоким аэродинамическим качеством и позволяющего устанавливать контейнеры с полезной нагрузкой с разными геометрическими параметрами и широким диапазоном назначения.
ПЕРЕЧЕНЬ ПОЗИЦИЙ И ОБОЗНАЧЕНИЙ, ИСПОЛЬЗОВАННЫХ В ОПИСАНИИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
1 - фюзеляж;
2 - крыло;
3 - V-образное оперение;
4 - тянущий воздушный винт;
5 - центроплан крыла 2;
6 - консоли крыла 2;
7 - элерон консолей 6 крыла 2;
8 - центральная часть фюзеляжа 1;
9 - носовая часть фюзеляжа 1;
10 - хвостовая часть фюзеляжа 1;
11 - консоли V-образного оперения 3;
12 - ложемент V-образного оперения 3;
13 - наплыв центроплана 5 крыла 2;
14 - законцовка консоли 6 крыла 2;
15 - привод отклонения элерона 7;
16 - слой гибкой обшивки верхней поверхности консоли 6;
17 - криволинейный контур нижней поверхности элерона 7;
18 - нервюра элерона 7 консоли 6 крыла 2;
19 - ниша на верхней поверхности центроплана 5 крыла 2;
20 - створка ниши 19;
21 - электродвигатель;
22 - паз на верхней поверхности фюзеляжа 1;
23 - винт;
24 - головка винта 23;
25 - гайка;
26 - пружина;
27 - паз в центроплане 5 крыла 2;
28 - концевая нервюра центроплана 5 крыла 2;
29 - стержень консоли 6 крыла 2;
30 - лонжерон центроплана 5 крыла 2;
31 - лонжерон консоли 6 крыла 2;
c=C/B - относительная толщина центроплана 5 крыла 2;
C - толщина центроплана 5 крыла 2;
B - длина хорды центроплана 5 крыла 2;
maxЦП
C - максимальная толщина центроплана 5 крыла 2;
Ф
H - высота поперечного сечения центральной части 8 фюзеляжа 1;
K
φ - угол установки консоли 6 крыла 2.