Беспилотный летательный аппарат

Изобретение относится к области авиации. Беспилотный летательный аппарат содержит крыло, выполненное с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей обратной стреловидности, двухкилевое хвостовое оперение, рули на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части. Кили завалены к плоскости симметрии аппарата под углом ψ к вертикали больше 45° и соединены в концевом сечении, Задняя кромка хвостовой части составляет с передней кромкой крыла угол φ≈92-95°. Рули и элевоны использованы в качестве органов продольного, поперечного и путевого управления. Изобретение направлено на повышение эффективности органов управления. 8 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к авиации, в частности к беспилотным летательным аппаратам.

Известны проекты беспилотных летательных аппаратов (БЛА) с низким уровнем радиолокационной заметности, выполненных по схеме «летающее крыло» Х-45, Х-47, nEUROn (Aviation Week&Space Technology, August, 6, 2001, p.41; Aviation Week&Space Technology, July, 29, 2002, p.46; FlightInternational, 15-21 April, 2003, p.20; FlightIntemational, 6-12 May, 2003, р.21). С целью снижения эффективной площади рассеяния (ЭПР) в аэродинамических компоновках этих БЛА не используются горизонтальное и вертикальное оперения.

Известен БЛА, выполненный по схеме «летающее крыло» (Aviation Week&Space Technology, January, 7, 2007) с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей стреловидности. На крыле выполнены элевоны и интерцепторы. Управление по тангажу и крену осуществляется элевонами, по рысканью - расщепляющимися концевыми элевонами или интерцепторами.

К недостаткам такого БЛА относится малая эффективность органов продольного управления из-за небольшого продольного расстояния между аэродинамическими фокусами по углу атаки и углу отклонения элевона. Эффективность расщепляющегося элевона на задней кромке стреловидного крыла малого удлинения мала вследствие небольшого плеча и существенно уменьшается с ростом угла атаки из-за отклонения потока от плоскости симметрии модели, а создание управляющих моментов рысканья сопровождается существенными приращениями сопротивления.

За прототип принят летательный аппарат, который может быть использован как беспилотный летательный аппарат, выполненный по схеме «летающее крыло», с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей обратной стреловидности, содержащий двухкилевое хвостовое оперение, рули на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части. Кили вертикального оперения расположены на концах крыла так, что передние кромки крыла и киля пересекаются (Патент США 3684217, 15.08.1972 г., реф. на 1 стр.).

Недостатком такого летательного аппарата является то, что при больших углах атаки кили окажутся в области вихревого течения над крылом. Кили станут неэффективными, уменьшится подъемная сила.

Задача данного изобретения - создание аэродинамической компоновки малозаметного БЛА.

Технический результат состоит в достижении потребного уровня статической устойчивости в путевом и продольном каналах управления, высокой эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки и скольжения при уровне эффективной площади рассеяния, характерном для бескилевой компоновки.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в беспилотном летательном аппарате, содержащем крыло, выполненное с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей обратной стреловидности, двухкилевое хвостовое оперение, рули на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части, кили завалены к плоскости симметрии аппарата под углом ψ к вертикали больше 45° и соединены в концевом сечении, задняя кромка хвостовой части (заднего корневого наплыва)составляет с передней кромкой крыла угол φ 92-95°, а упомянутые рули и элевоны использованы в качестве органов продольного, поперечного и путевого управления.

Фиг.1 - Вид беспилотного летательного аппарата в плане.

Фиг.2 - Вид беспилотного летательного аппарата спереди.

Фиг.3 - Общий вид беспилотного летательного аппарата.

Фиг.4 - Влияние хвостового оперения на путевую статическую устойчивость модели беспилотного летательного аппарата.

Фиг.5 - Приращения коэффициента момента тангажа модели беспилотного летательного аппарата от отклонения руля на левом киле хвостового оперения.

Фиг.6 - Приращения коэффициента момента рысканья модели беспилотного летательного аппарата от отклонения руля на левом киле хвостового оперения.

Фиг.7 - Приращения коэффициента момента тангажа модели беспилотного летательного аппарата от отклонения элевона на левой консоли крыла.

Фиг.8 - Приращения коэффициента момента крена модели беспилотного летательного аппарата от отклонения элевона на левой консоли крыла.

Как видно из фиг.1, беспилотный летательный аппарат содержит центроплан 1, единую переднюю кромку 2 большой стреловидности, заднюю кромку 3 меньшей обратной стреловидности, двухкилевое хвостовое оперение, рули 4 на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части. Угол φ между передней кромкой крыла и задней кромкой хвостовой части составляет 92-95°. Данный выбор угла φ обусловлен тем, что именно в указанном диапазоне обеспечивается перпендикулярность вектора скорости потока на верхней поверхности крыла к оси вращения элевона и его наибольшая эффективность. При угле φ менее 92° и более 95° происходит увеличение сопротивления и потери аэродинамических качеств летательного аппарата на балансировку.

В качестве органа путевой и продольной стабилизации используется двухкилевое хвостовое оперение с рулями 4. Кили хвостового оперения завалены к плоскости симметрии аппарата под углом ψ к вертикали больше 45° и соединяются в концевом сечении, что повышает жесткость конструкции.

Объединение в беспилотном летательном аппарате крыла с большой стреловидностью передней кромки, двухкилевого хвостового оперения с заваленными с углом ψ более 45° к плоскости симметрии аппарата килями и заднего корневого наплыва крыла, задняя кромка которого составляет с передней кромкой крыла угол φ≈92-95°, дает новое качество: эффективность рулей на килях и корневых элевонов практически не уменьшаются с ростом угла атаки α в широком диапазоне углов атаки.

Достигнутый положительный эффект подтвержден экспериментальными исследованиями, проведенными в аэродинамической трубе на модели БЛА. На фиг.4-8 приведены результаты этих исследований.

На фиг.4 показано влияние хвостового оперения на путевую статическую устойчивость модели . Из графика видно, что установка хвостового оперения обеспечивает путевую статическую устойчивость модели в исследованном диапазоне углов атаки.

На фиг.5 и 6 - приращения коэффициентов моментов тангажа Δmza и рысканья Δmy модели от отклонения руля на левом киле хвостового оперения на угол δ°р лев. Из графика видно, что приращения коэффициентов моментов тангажа и рысканья модели от отклонения руля на хвостовом оперении сохраняются в исследованном диапазоне углов атаки практически неизменными.

На фиг.7 и 8 - приращения коэффициентов моментов тангажа Δmza и крена Δmx модели от отклонения левого элевона на угол δ°э лев. Из графика видно, что приращения коэффициентов моментов тангажа от отклонения элевона незначительно уменьшаются с ростом угла атаки, начиная с α≈15°, а приращения коэффициента момента крена остаются неизменными до α≈12°, и при дальнейшем увеличении угла атаки несколько увеличиваются.

Стреловидность передней кромки киля оперения согласована со стреловидностью передней кромки крыла, задних кромок консольной части крыла - с задней кромкой хвостового оперения и заднего наплыва. Это, а также значительный наклон киля к плоскости симметрии аппарата приводит к тому, что эффективная площадь рассеяния компоновки от установки оперения практически не увеличивается.

Беспилотный летательный аппарат, содержащий крыло, выполненное с единой передней кромкой большой стреловидности и задней кромкой меньшей обратной стреловидности, двухкилевое хвостовое оперение, рули на килях хвостового оперения и элевоны в хвостовой части, отличающийся тем, что кили завалены к плоскости симметрии аппарата под углом ψ к вертикали больше 45° и соединены в концевом сечении, задняя кромка хвостовой части составляет с передней кромкой крыла угол φ≈92-95°, а упомянутые рули и элевоны использованы в качестве органов продольного, поперечного и путевого управления.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиации, а именно к малозаметным беспилотным летательным аппаратам. .

Изобретение относится к авиационной технике. .

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. .

Самолет // 2307048
Изобретение относится к области авиации. .

Самолет // 2305053
Изобретение относится к области самолетостроения. .

Изобретение относится к авиационной промышленности и может найти применение в создании самолета нового типа, не имеющего аналога. .

Изобретение относится к беспилотным летательных аппаратов (БЛА) аэродинамического типа. .

Изобретение относится к воздухоплаванию, а именно к конструированию летательных аппаратов, пригодных к полетам как в плотной атмосфере, так и разреженной. .

Изобретение относится к беспилотному летательному аппарату (БПЛА), устанавливаемому на его борту блоку видеоаппаратуры и катапультам для запуска БПЛА

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к летальным аппаратам тяжелее воздуха и касается аппаратов вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат выполнен по схеме «летающее крыло» и содержит силовые агрегаты, шасси, кабину, механизм управления, расположенный по всей задней кромке крыла, три винта, вал, через который осуществляется привод и обеспечивается синхронная работа винтов от силовых агрегатов. Три винта расположены в профилированных кольцах. Летательный аппарат выполнен с круглым в плане разрезным крылом, состоящим из основного крыла и предкрылка. Передняя кромка основного крыла имеет форму параболы. На концах основного крыла установлены цельноповоротные элероны, а вдоль всего размаха выполнен профилированный канал. Канал оснащен в нижней части клапаном, связанным с датчиком срыва тока на верхней части крыла. Предкрылок выполнен из четырех цельноповоротных секций. Механизм управления выполнен из элевонов. Элевоны правой и левой плоскостей работают попарно и синхронно. Достигается повышение надежности и безопасности летального аппарата, улучшение поперечной и продольной управляемости и устойчивости, маневренности, рациональное использование полезных объемов для размещения полезной нагрузки внутри крыла и на внешних подвесках. 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы. Передняя несущая поверхность состоит из двух консолей. Консоли выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней. При этом консоли своими корневыми хордами примыкают к концевым хордам задней несущей поверхности ближе к передней кромке. Передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней. Двигатель ЛА размещен в мотогондоле, прикрепленной к крылу с его передней нижней стороны посредством пилона. Пилон расположен в плоскости симметрии ЛА. Передняя (носовая) опора шасси прикреплена к мотогондоле или к пилону двигателя. Пассажирская или грузовая кабина размещена внутри крыла. Крыло ЛА имеет нервюры арочного типа, между которыми имеются продольные проходы для пассажиров. Проходы углубленны по отношению к внутреннему контуру арочных нервюр в направлении внешнего контура арочных нервюр. Линия пола проходов разбита на несколько участков, находящихся на разных уровнях. Достигается устойчивость по тангажу, увеличение аэродинамического качества задней несущей поверхности и ЛА в целом, снижение веса шасси и ЛА в целом. 3 н. и 12 з. п. ф-лы, 18 ил.

Изобретение относится к авиации, а именно к конструкции крыла летательного аппарата, выполненного по аэродинамической схеме «летающее крыло». На верхней поверхности крыла летательного аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло» малого размаха, от передней кромки аэродинамического профиля до задней располагаются два вертикальных продольных киля, симметрично относительно продольной оси ЛА. В центральной части аэродинамического профиля, ограниченной вертикальными продольными килями, верхняя поверхность аэродинамического профиля имеет большую кривизну, чем нижняя, что создает положительную подъемную силу, а по краям аэродинамического профиля, между вертикальным продольным килем и боковой кромкой аэродинамического профиля, верхняя поверхность аэродинамического профиля имеет равную или меньшую кривизну, чем нижняя. Достигается улучшение аэродинамических характеристик ЛА схемы «летающее крыло» малого размаха, включая сочетание высокого аэродинамического качества на крейсерском режиме полета с высокими несущими свойствами на режимах взлета и посадки. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Наверх