Беспилотный летательный аппарат



Беспилотный летательный аппарат
Беспилотный летательный аппарат

 


Владельцы патента RU 2518877:

ОТКРЫТОЕ АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО "ГОСУДАРСТВЕННОЕ МАШИНОСТРОИТЕЛЬНОЕ КОНСТРУКТОРСКОЕ БЮРО "РАДУГА" ИМЕНИ А.Я. БЕРЕЗНЯКА" (RU)

Беспилотный летательный аппарат содержит продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, приводы поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлы подвески под самолет-носитель, расположенные в верхней части корпуса, и систему управления. В сложенном состоянии поворотные части верхних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к боковым стенкам поверхности корпуса. Поворотные части нижних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к нижней стенке поверхности корпуса, который снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок верхних аэродинамических поверхностей. Изобретение направлено на уменьшение вероятности повреждения концевых кромок поворотных частей при эксплуатации. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете, а также к конструкции крыльев и стабилизаторов БПЛА.

Известен БПЛА, международная заявка 2009/079057, 25.06.2009, принятый за прототип и содержащий продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности, на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, не превышающем половины ширины корпуса, снабженный также приводами соответствующих поворотных частей аэродинамических поверхностей и системой управления, сообщенной с приводами, при этом размах каждой аэродинамической поверхности выбран из условия, чтобы в сложенном состоянии ее концевая кромка прилегала к поверхности корпуса беспилотного летательного аппарата. Для размещения в грузовом отсеке самолета-носителя корпус известного БПЛА может быть снабжен узлами подвески под самолет-носитель, расположенными в верхней части корпуса.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с признаками предлагаемого БПЛА являются следующие: беспилотный летательный аппарат, содержащий продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности, на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, не превышающем половины ширины корпуса, снабженный также приводами соответствующих поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлами подвески под самолет-носитель, расположенными в верхней части корпуса, и системой управления, сообщенной с приводами, при этом размах каждой аэродинамической поверхности выбран из условия, чтобы в сложенном состоянии ее концевая кромка прилегала к поверхности корпуса беспилотного летательного аппарата.

В прототипе ширина БПЛА со сложенными аэродинамическими поверхностями не превышает ширину его корпуса, что обеспечивает максимальную ширину корпуса БПЛА, подвешиваемого в грузовой отсек самолета-носителя, соответственно и максимальные объем корпуса, запас топлива в корпусе БПЛА для увеличения дальности его полета, или объем доставляемой БПЛА полезной нагрузки. Однако тонкие концевые кромки поворотных частей аэродинамических поверхностей, прилегающие к боковой стенке поверхности корпуса БПЛА и находящиеся вблизи стенок грузового отсека самолета-носителя могут быть легко повреждены при наземной эксплуатации, транспортировании БПЛА, такелажных, ремонтных работах и подвеске под самолет-носитель.

Технической задачей, на решение которой направлено изобретение, является уменьшение вероятности повреждения в эксплуатации поворотных частей аэродинамических поверхностей и их концевых кромок.

Для достижения названного технического результата в беспилотном летательном аппарате, содержащем продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной корневой части аэродинамической поверхности, на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, не превышающем половины ширины корпуса, снабженный также приводами соответствующих поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлами подвески под самолет-носитель, расположенными в верхней части корпуса, и системой управления, сообщенной с приводами, при этом размах каждой аэродинамической поверхности выбран из условия, чтобы в сложенном состоянии ее концевая кромка прилегала к поверхности корпуса беспилотного летательного аппарата, в сложенном состоянии поворотные части верхних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к боковым стенкам поверхности корпуса, а поворотные части нижних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к нижней стенке поверхности корпуса, который при этом снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок верхних аэродинамических поверхностей. Для увеличения объема корпуса под размещение топлива или полезной нагрузки, продольные выступы корпуса БПЛА выполнены в виде коммуникационных гаргротов, расположенных между концевыми кромками соответствующих верхних аэродинамических поверхностей в сложенном состоянии и корневыми частями соответствующих нижних аэродинамических поверхностей.

Отличительными признаками предлагаемого БПЛА являются следующие: в сложенном состоянии поворотные части верхних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к боковым стенкам поверхности корпуса, а поворотные части нижних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к нижней стенке поверхности корпуса, который при этом снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок верхних аэродинамических поверхностей; продольные выступы его корпуса выполнены в виде коммуникационных гаргротов, расположенных между концевыми кромками соответствующих верхних аэродинамических поверхностей в сложенном состоянии и корневыми частями соответствующих нижних аэродинамических поверхностей.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков, в совокупности с известными, указанными в ограничительной части формулы обеспечивается уменьшение вероятности повреждения в эксплуатации поворотных частей аэродинамических поверхностей и их концевых кромок. Дополнительно упрощаются компонование агрегатов при разработке БПЛА и изготовление БПЛА, а также обеспечивается увеличение полезного объема корпуса БПЛА.

Предложенные технические решения могут найти применение в авиационной технике для уменьшения вероятности повреждения в эксплуатации поворотных частей аэродинамических поверхностей и их концевых кромок, увеличения полезного объема корпуса БПЛА, упрощения компонования агрегатов при разработке БПЛА и изготовлении БПЛА.

Изобретение поясняется чертежами, представленными на фиг.1 и 2.

На фиг.1 представлен вид сверху БПЛА с разложенными Х-образными аэродинамическими поверхностями.

На фиг.2 представлено размещение в грузовом отсеке самолета-носителя двух БПЛА со сложенными аэродинамическими поверхностями.

Представленный на фиг.1 и фиг.2 беспилотный летательный аппарат содержит продольный корпус 1, снабженный Х-образными аэродинамическими поверхностями 2 и 3, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью соответственно 4 и 5, относительно оси соответственно 6 и 7, расположенной на неподвижной корневой части соответственно 8 и 9 аэродинамических поверхностей 2 и 3, вдоль корпуса 1, на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии 10 беспилотного летательного аппарата, не превышающем половины ширины S корпуса 1. БПЛА снабжен также приводами 11 и 12 соответствующих поворотных частей 4 и 5 аэродинамических поверхностей 2 и 3, узлами 13 подвески под самолет-носитель, расположенными в верхней части корпуса 1, и системой 14 управления, сообщенной с приводами 11 и 12 поворотных частей 4 и 5 аэродинамических поверхностей 2 и 3. Размах каждой аэродинамической поверхности 2 и 3 выбран из условия, чтобы в сложенном состоянии ее концевая кромка соответственно 15 и 16 прилегала к поверхности 17 корпуса 1 беспилотного летательного аппарата. В сложенном состоянии поворотные части 4 и 5 верхних X-образных аэродинамических поверхностей 2 и 3 прилегают к боковым стенкам поверхности 17 корпуса 1, а поворотные части 4 и 5 нижних X-образных аэродинамических поверхностей 2 и 3 прилегают к нижней стенке поверхности 17 корпуса 1. Самолет-носитель (на чертежах не показан) снабжен двумя узлами 18 подвески и отделения двух БПЛА, которые размещаются в его грузовом отсеке 19, снабженном поворотными створками 20 и 21. Корпус 1 снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок 15 и 16 верхних аэродинамических поверхностей 2 и 3 в сложенном состоянии, выполненными в виде коммуникационных гаргротов 22 и 23, расположенных соответственно по левому и правому борту корпуса 1 между концевыми кромками 15 и 16 верхних аэродинамических поверхностей 2 и 3 в сложенном состоянии и корневыми частями 8 и 9 нижних аэродинамических поверхностей 2 и 3. В гаргротах 22 и 23 расположены соответственно гидравлические 24 и электрические 25 коммуникации БПЛА. Приводы 11 и 12 соответственно поворотных частей 4 и 5 каждой аэродинамической поверхности 2 и 3 расположены в их корневых частях соответственно 8 и 9.

Устройство работает следующим образом. Такелажные работы с БПЛА осуществляются посредством балки подъема (на чертежах не показана), а подвеска БПЛА в грузовой отсек 19 (фиг.2) самолета-носителя посредством его узлов 18 подвески и отделения путем захвата за узлы 13 подвески корпуса 1 при сложенных аэродинамических поверхностях 2 и 3. Гаргроты 22 и 23 дополнительно защищают концевые кромки 15 и 16 аэродинамических поверхностей 2 и 3, благодаря тому, что их верхние стенки образуют выступ корпуса 1, расположенный напротив концевых кромок 15 и 16, а их боковые стенки, определяющие максимальную ширину S корпуса 1, в первую очередь соприкасаются с препятствием или стенками грузового отсека 19 самолета-носителя, в случае раскачивания корпуса 1 на балке подъема при проведении такелажных работ и поэтому дополнительно уменьшают вероятность повреждения как верхних, так и нижних поворотных частей 4 и 5 соответственно аэродинамических поверхностей 2 и 3. Размещение гидравлических коммуникаций 24 в объеме гаргрота 22 корпуса 1 и электрических коммуникаций 25 в объеме гаргрота 23 упрощает компонование агрегатов БПЛА в объеме корпуса 1 при разработке конструкции, а также и при сборке БПЛА в процессе изготовления, поскольку основная часть коммуникаций 24 и 25 БПЛА размещается в объеме гаргротов 22 и 23, объем которых увеличивает общий объем корпуса 1, в котором при этом может разместиться больший объем топлива или полезной нагрузки. В грузовом отсеке 19 самолет-носитель доставляет БПЛА к точке отделения. Пилотом осуществляется дистанционное открытие створок 20 и 21 грузового отсека 19 и задействование устройства 18 подвески и отделения БПЛА, которое выдвигает один из двух БПЛА в открытый проем грузового отсека 19 и расфиксирует узлы 13 крепления БПЛА. Под действием импульса силы, передаваемой при выдвижении БПЛА устройством 18 через узлы 13 на корпус 1, и силы гравитации осуществляется ускоренное движение БПЛА по направлению отделения. После отхода БПЛА от самолета-носителя на безопасное расстояние для раскладки аэродинамических поверхностей 2 и 3 система 14 управления задействует приводы 11 и 12, которые путем вращения поворотных частей соответственно 4 и 5 X-образных аэродинамических поверхностей 2 и 3 обеспечивают их раскладку для автономного полета БПЛА. Аналогично, при необходимости, осуществляется отделение и раскладка X-образных аэродинамических поверхностей 2 и 3 второго БПЛА, размещенного в грузовом отсеке 19.

1. Беспилотный летательный аппарат, содержащий продольный корпус, снабженный X-образными аэродинамическими поверхностями, каждая из которых выполнена складывающейся, с поворотной частью относительно оси, расположенной вдоль корпуса на неподвижной, корневой части аэродинамической поверхности на расстоянии от вертикальной плоскости симметрии беспилотного летательного аппарата, не превышающем половины ширины корпуса, снабженный также приводами соответствующих поворотных частей аэродинамических поверхностей, узлами подвески под самолет-носитель, расположенными в верхней части корпуса, и системой управления, сообщенной с приводами, при этом размах каждой аэродинамической поверхности выбран из условия, чтобы в сложенном состоянии ее концевая кромка прилегала к поверхности корпуса беспилотного летательного аппарата, отличающийся тем, что в сложенном состоянии поворотные части верхних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к боковым стенкам поверхности корпуса, а поворотные части нижних X-образных аэродинамических поверхностей прилегают к нижней стенке поверхности корпуса, который при этом снабжен продольными выступами, расположенными напротив концевых кромок верхних аэродинамических поверхностей.

2. Беспилотный летательный аппарат по п.2, отличающийся тем, что продольные выступы его корпуса выполнены в виде коммуникационных гаргротов, расположенных между концевыми кромками соответствующих верхних аэродинамических поверхностей в сложенном состоянии и корневыми частями соответствующих нижних аэродинамических поверхностей.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к вращающимся реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к устройствам фиксации, в частности к устройствам фиксации складывающихся аэродинамических поверхностей летательных аппаратов в сложенном положении.

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам реактивных систем залпового огня. .

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к реактивным снарядам систем залпового огня. .

Изобретение относится к области кумулятивных кассетных боеприпасов. .

Изобретение относится к боеприпасам, а более конкретно к кассетным, в оболочке которых содержится множество отдельных поражающих элементов преимущественно осколочно-кумулятивного действия.

Изобретение относится к военной технике, а именно к хвостовым блокам вращающихся реактивных снарядов. .

Изобретение относится к военной технике, а именно к аэродинамическому стабилизирующему оперению вращающегося реактивного снаряда. .

Изобретение относится к ракетной технике и касается складных аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемой в раскрытом положении складываемой части руля, корневой части, поршня. Корневая часть шарнирно соединена со складываемой частью и жестко закреплена в приводе управления рулем, установленном в корпусе ракеты с возможностью поворота. Поршень установлен в приводе управления рулем с возможностью продольного перемещения и соединен со складываемой частью при помощи кинематической цепи. В корневой части руля шарнирно закреплена качалка. В качалке и в корневой части выполнены прорези. Один конец качалки шарнирно соединен со штоком, а второй шарнирно связан с соединительными звеньями, которые расположены в прорезях складываемой части и качалки. Звенья шарнирно соединены со складываемой частью. На раскрываемой части руля выполнен зуб, обеспечивающий в рабочем положении с одной стороны взаимодействие с корпусом корневой части, а с другой с двумя подпружиненными защелками, шарнирно закрепленными на корневой части. Корневая часть формирует внешний обвод корпуса ракеты. Достигается эффективная фиксация руля в рабочем положении в корпусе ракеты, используя при этом минимально возможный зазор между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты. 7 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Устройство фиксации в сложенном положении консолей крыла беспилотного летательного аппарата содержит корпус, в котором в деформированном состоянии установлена пружина сжатия, ось которой параллельна срединной плоскости консоли крыла, фиксирующий узел, контактирующий с пружиной и установленный с возможностью перемещения вдоль оси в сложенном положении консолей крыла. В состав фиксирующего узла входят два упорных ролика, каждый из которых входит в выемку на законцовке консоли крыла. Фиксирующий узел позволяет обеспечить фиксацию двух консолей крыла одновременно в сложенном положении. Изобретение направлено на многократную фиксацию и освобождение двух консолей крыла одновременно, обеспечение надежности и технологичности. 3 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и касается складываемых аэродинамических поверхностей и механизмов их раскрытия. Раскрываемый руль ракеты состоит из вала, установленного в корпусе ракеты с возможностью поворота, аэродинамической поверхности, жестко фиксируемой в раскрытом положении и шарнирно соединенной с валом, механизма раскрытия руля, содержащего подпружиненный толкатель. Толкатель соединен с аэродинамической поверхностью кинематической цепью. Механизм раскрытия руля установлен на корпусе ракеты по направлению полета ракеты перпендикулярно оси вращения руля и выполнен в виде шарнирно установленной на валу качалки с прорезью. В качалке установлен ролик. На ролике выполнена канавка, в которой размещен трос, один конец которого закреплен в подпружиненном толкателе, а другой конец шарнирно соединен с аэродинамической поверхностью. При этом аэродинамическая поверхность выполнена цельной. Достигается создание раскрываемого руля ракеты с малогабаритным валом и узкопрофильной аэродинамической поверхностью, размещаемого при этом в минимальном зазоре между внутренним обводом транспортно-пускового стакана и корпусом ракеты в сложенном положении. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность содержит центроплан и шарнирно соединенную с ним панель, расположенную в центроплане соосно оси складывания и с возможностью контакта толкателя и винтового штока. Шток установлен в двух соосных цилиндрических отверстиях, одно из которых расположено в центроплане и выполнено с винтовыми пазами, в которых размещены выступы винтового штока, а другое отверстие выполнено в панели. Шток и отверстие в панели образуют подвижное шлицевое соединение. На торце шлицевой части штока выполнено резьбовое отверстие соосно оси штока, а в стенке центроплана со стороны этого торца выполнено отверстие для доступа к резьбовому отверстию. В центроплане выполнен регулируемый по высоте выступ для упора панели при повороте на угол раскрытия. Изобретение направлено на улучшение аэродинамических характеристик и рациональное использование энергетики привода. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к области летательных аппаратов. Складываемая аэродинамическая поверхность с двумя линиями складывания содержит центроплан, корневую и концевую панель, оси складывания которых параллельны оси корпуса летательного аппарата, силовой привод корневой панели, установленный в центроплане и регулируемый по длине шток, установленный в корневой панели для взаимодействия с концевой панелью. Шток установлен с возможностью прямолинейного перемещения и контакта своим торцом под действием пружины сжатия с профилированным пазом, выполненным в центроплане, а другим своим торцом, имеющим скос, с профилированным зубом, выполненным в концевой панели. Изобретение направлено на упрощение конструкции с двумя линиями складывания. 3 ил.

Изобретение относится к области ракетной техники. Раскрываемый руль ракеты состоит из фиксируемого в раскрытом положении шарнирно закрепленного на корпусе ракеты руля и механизма раскрытия руля с приводом. Руль снабжен крышкой и механизмом закрытия крышки. Крышка состоит из двух шарнирно соединенных и подпружиненных друг относительно друга частей и тяги, шарнирно связанной с одной из частей крышки. Механизм закрытия крышки содержит корпус, шарнирно соединенный с корпусом ракеты, подпружиненный шток, установленный в корпусе с возможностью продольного перемещения и шарнирно соединенный с качалкой, установленной на корпусе ракеты с возможностью поворота. Качалка шарнирно соединена с тягой крышки. Изобретение направлено на улучшение обтекаемости ракеты. 6 ил.
Наверх