Беспилотный самолет (варианты)



Беспилотный самолет (варианты)
Беспилотный самолет (варианты)
Беспилотный самолет (варианты)
Беспилотный самолет (варианты)
Беспилотный самолет (варианты)

 


Владельцы патента RU 2613629:

Закрытое акционерное общество "Институт телекоммуникаций" (RU)

Изобретение относится к области беспилотной авиации. Беспилотный самолет содержит фюзеляж и крыло (1), выполненные по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовую установку, которая размещена на опоре (2) над верхней поверхностью крыла (1) в носовой его части и может быть выполнена в виде двигателя (3) с соосным винтовентилятором (4), либо в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями, либо в виде двигателя с соосным пропеллером. На опоре (2) силовой установки размещены органы управления в виде переднего горизонтального (5) и переднего вертикального оперения (6). Взлетно-посадочные опоры могут быть выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор (7), либо выполнены в виде трехопорного колесного шасси, либо в виде поворотных управляемых подводных крыльев, установленных на обтекателях на нижней поверхности крыла (1). Изобретение улучшает маневренность и летные характеристики. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

 

Изобретение относится к области беспилотной авиации.

Известны самолеты, выполненные по схеме «летающее крыло», которые позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Двигатели, размещенные в хвостовой части центроплана не обеспечивают существенный обдув поверхности крыла, что не позволяет в полной мере обеспечить увеличение его несущих свойств.

Известен самолет большой грузоподъемности по патенту РФ на полезную модель №64176, включающий крыло, выполненное по схеме «летающего крыла», т.е. крыла, совмещенного с фюзеляжем, состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, при этом он снабжен герметичным фюзеляжем с пассажирским салоном, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, а центроплан снабжен грузовым отсеком для размещения перевозимых грузов и техники, который характеризуется тем, что силовая установка выполнена в виде турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана в районе его передних кромок, а турбореактивные двигатели снабжены реактивными соплами с поворотными устройствами вектора тяги козырькового типа, позволяющими поворачивать выхлопные газовые струи на угол до 25-30° в вертикальной плоскости.

К недостаткам данного технического решения следует отнести потребность в теплозащите центроплана от раскаленных реактивных струй и малая эффективность переднего горизонтального оперения типа «Утка» - на малых скоростях полета (взлет, посадка).

Известен беспилотный летательный аппарат по патенту на полезную модель №107126, включающий фюзеляж, крыло с органами управления, двигатель и винт, в котором крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», при этом фюзеляж расположен в носовой части летательного аппарата в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части летательного аппарата в контакте с задней кромкой крыла.

К недостаткам этого аппарата следует отнести наличие фюзеляжа, который не создает подъемной силы, а также использование толкающего винта, что требует искусной балансировки аппарата, особенно при сбросе целевой нагрузки.

В качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, выбран самолет короткого взлета и посадки по патенту РФ на изобретение №2165867, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку и органы управления, в котором двигатели размещены в передней части самолета так, что ось исходящих газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла, выполненного М-образным и прикрепленного к фюзеляжу в нижней его задней части.

Прототип характеризуется повышенной подъемной силой, однако в нем не в полной мере используются потенциальные возможности конструкции, ввиду больших потерь на трение от фюзеляжа и на необдуваемой части крыла, а также малой эффективности органов управления при маневрировании на малых скоростях.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции беспилотного самолета с вертикальным или коротким взлетом и посадкой, обладающего более высокой маневренностью и более высокими летными характеристиками.

Сущность первого независимого варианта заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков.

Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризующийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор.

Кроме того, первый независимый вариант заявленного технического решения характеризуется рядом дополнительных факультативных признаков:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

- силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Сущность второго независимого варианта заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков.

Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризующийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде трехопорного колесного шасси.

Кроме того, второй независимый вариант заявленного технического решения характеризуется рядом дополнительных факультативных признаков:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Сущность третьего независимого варианта заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков.

Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризующийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде поворотных управляемых подводных крыльев, установленных на обтекателях на нижней поверхности крыла.

Кроме того, третий независимый вариант заявленного технического решения характеризуется рядом дополнительных факультативных признаков:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Совокупность существенных признаков трех независимых вариантов заявленного технического решения, объединенных единым изобретательским замыслом, обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в том, что обдув силовой установкой верхней поверхности крыла и органов управления, выполненных в виде переднего горизонтального и переднего вертикального оперения, укрепленных на опоре силовой установки над верхней поверхностью крыла, создает дополнительную подъемную силу. Кроме того, обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность самолета за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - общий вид заявленного самолета, взлетно-посадочные опоры которого выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор, на фиг. 3 - общий вид заявленного самолета, взлетно-посадочные опоры которого выполнены в виде трехопорного колесного шасси, на фиг. 4 - общий вид заявленного самолета, взлетно-посадочные опоры которого выполнены в виде поворотных управляемых подводных крыльев, установленных на обтекателях на нижней поверхности крыла, на фиг. 5 - вид снизу на обтекатель, снабженный поворотными управляемыми подводными крыльями.

Самолет содержит фюзеляж и крыло 1, выполненные по аэродинамической схеме «летающего крыла», и силовую установку, которая размещена на опоре 2 над верхней поверхностью крыла 1 в носовой его части, и может быть выполнена в виде двигателя 3 с соосным винтовентилятором 4, либо в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями, либо в виде двигателя с соосным пропеллером. На опоре 2 силовой установки размещены органы управления в виде переднего горизонтального 5 и переднего вертикального оперения 6. Взлетно-посадочные опоры могут быть выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор 7, либо выполнены в виде трехопорного колесного шасси 8, либо в виде поворотных управляемых подводных крыльев 9, установленных на обтекателях 10 на нижней поверхности крыла 1.

Взлет заявленного самолета может быть осуществлен из вертикального начального положения, когда самолет установлен вертикально на трех телескопических опорах 7 на взлетном режиме силовой установки 2 с использованием переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. Вертикальную посадку осуществляют на телескопические опоры 7, выполненные, например, с использованием пневматики.

Короткий взлет самолета осуществляют путем его короткого разбега, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления 5 и 6. При взлете, передним горизонтальным оперением 5 отклоняют вниз поток воздуха от воздушного винта на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла и от подпора воздуха на нижнюю поверхность крыла 1 при взлете на высоких углах атаки, а также дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения. Такая компоновка позволяет оттянуть срыв потока с крыла 1 на взлетных и посадочных углах атаки. В этом случае большая часть крыла 1 обтекается ламинарным потоком.

Крейсерский полет осуществляется по самолетному типу, но обдув верхней поверхности крыла 1 и дополнительных органов управления 5 и 6 позволяет существенно улучшить маневренность самолета за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Посадку с коротким пробегом, на высоких углах атаки, осуществляют также путем отклонения переднего горизонтального оперения 5 вниз, но на малых оборотах двигателя. При касании полотна аэродрома переднее горизонтальное оперение 5 поднимают вверх, при этом происходит торможение.

Короткий взлет по самолетному типу с воды осуществляют с помощью поворотных управляемых подводных крыльев 9, которые поворачивают на требуемый угол атаки, создавая подъемную силу при их движении в воде. После отрыва от воды движение самолета осуществляется аналогично вышеуказанному. При посадке на воду поворотные управляемые подводные крылья 9 поворачивают на требуемый угол, обеспечивающий их плавное погружение в воду.

В заявленной компоновке самолета шум от вентиляторов силовой установки, являющихся главным источником звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Перенос силовой установки на верхнюю поверхность крыла снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов. Верхнее расположение силовой установки дает возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым облегчить конструкцию самолета.

1. Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, отличающийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор.

2. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

3. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями.

4. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

5. Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, отличающийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде трехопорного колесного шасси.

6. Беспилотный самолет по п. 5, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

7. Беспилотный самолет по п. 5, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями.

8. Беспилотный самолет по п. 5, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

9. Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, отличающийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде поворотных управляемых подводных крыльев, установленных на обтекателях на нижней поверхности крыла.

10. Беспилотный самолет по п. 9, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

11. Беспилотный самолет по п. 9, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями.

12. Беспилотный самолет по п. 9, отличающийся тем, что силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат содержит крыло (1) прямой стреловидности, выполненное из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления.

Изобретение относится к авиационной технике. Способ размещения двигателя на летательном аппарате типа «летающее крыло» заключается в том, что мотогондолу (1) двигателя устанавливают в хвостовой части крыла (2) таким образом, что зазор между нижней точкой мотогондолы (1) двигателя и поверхностью крыла (2) составляет (0,37-0,41)D, где D - внутренний диаметр входного сечения воздухозаборника.

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям самолетов короткого взлета и посадки. Самолет содержит крыло (1), выполненное в совокупности с фюзеляжем по аэродинамической схеме «летающее крыло».

Изобретение относится к области авиации, в частности к конструкциям беспилотных летательных аппаратов. Беспилотный универсальный самолет включает фюзеляж и крыло, выполненные по схеме «летающее крыло» (1), а также силовую установку, установленную на опоре (2) и выполненную в виде двигателя (3) и воздушного винта (4).

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

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.

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы.

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.

Изобретение относится к области авиации. .

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

Беспилотный авиационный комплекс для определения координат коронных разрядов содержит беспилотный летательный аппарат, наземный мобильный пункт контроля и управления.

Изобретение относится к области воздушного мониторинга с применением беспилотных летательных аппаратов и может быть использовано для обнаружения чрезвычайной ситуации (ЧС) природного и техногенного характера и ликвидации ее последствий.
Изобретение относится к проверке и испытаниям радиолокационных средств систем противовоздушной обороны ближнего действия, малой и средней дальности. Универсальный мишенно-тренировочный комплекс содержит транспортное средство, в котором размещены мишени в виде БЛА разного типа, имитирующие цели разных видов с унифицированным средством для запуска.

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам. Беспилотный летательный аппарат содержит крыло (1) прямой стреловидности, выполненное из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», силовую установку, включающую двигатель с воздушным винтом, а также органы управления.

Изобретение относится к области авиационной техники. Беспилотный летательный аппарат легче воздуха содержит фюзеляж, состоящий из шпангоутов и стрингеров, сверху покрытый пленкой с кремниевой солнечной батареей.

Летательный аппарат (10) с малой радиолокационной сигнатурой включает двигательную установку (18) для приведения в движение летательного аппарата (10), имеющего воздухозаборник (16) и сопловое отверстие (14), нишу (20, 24, 26), через которую предусмотрена возможность ввода других компонентов летательного аппарата (10) вовнутрь.

Способ посадки беспилотного летательного аппарата (БЛА) включает применение парашютной системы, отделение контейнера с аккумуляторными батареями, разворачивание посадочного фала с якорным устройством и якорение фала.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Переносной тактический комплекс содержит носимые транспортные контейнеры с элементами крепления, кожухом, боевым полетным модулем (БПМ), содержащим корпус, кумулятивный боевой элемент, источник питания, устройство перемещения, контроллер управления перемещением, навигационную систему, видеокамеру инфракрасного диапазона, приемопередающий модуль радиоканала, координатор цели с электронным блоком, соединённым с оптическим инфракрасным датчиком цели, механизм наведения, модулем управления (МУ), содержащим корпус, блок приема-передачи сигналов по радиоканалу, электронный блок с независимыми каналами управления полетом БПМ и полетного модуля связи (ПМС), устройство видеоконтроля.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в высокоточном вооружении. Боевая часть (БЧ) с координатором цели содержит корпус с зарядом взрывчатого вещества кумулятивно-осколочного типа, парашют, источник питания, координатор цели с модулем хранения параметров цели, оптическим инфракрасным датчиком цели, магнитометрическим датчиком цели, устройством распознавания цели, устройство перемещения, автономную систему наведения с контроллером управления перемещением, навигационной системой, приемником навигационной системы, защитный кожух с тормозным устройством с парашютом и вытяжным фалом, механизм расстыковки парашюта с корпусом БЧ с координатором цели, пиропатрон.

Изобретение относится к областям экологии и авиации, в частности к конструкциям летательных аппаратов для очистки атмосферы городов от газов и пыли. Воздухоплавательный аппарат для очистки воздуха городов от газа и пыли включает несущий квадрокоптер, электростатический фильтр и моноплан.

Изобретение относится к летным испытаниям (ЛИ) моделей летательных аппаратов (ЛА) и непосредственно самих ЛА, а именно к способам определения управляющего сигнала по углу крена модели гиперзвукового летательного аппарата (ГЛА). Способ включает измерения высоты, скорости полета, углов атаки и крена, необходимых при тех же углах атаки в зависимости от чисел Маха, что и для натурного изделия, бортовые измерения температуры, давления и плотности атмосферы, при этом производят управление углом крена в полете согласно алгоритму. При этом непрерывно в процессе полета по траектории снижения вычисляют необходимые углы крена для модели, обеспечивающие полет модели ГЛА по траектории, удовлетворяющей критерию подобия по числам Reмод≅Reизд, соответствующие заданным числам Рейнольдса натурного изделия. Для этого по результатам траекторных измерений скорости полета, высоты и бортовых измерений температуры, давления, плотности атмосферы вычисляют параметры набегающего потока и по ним - значения коэффициента кинематической вязкости воздуха ν, а затем вычисляют текущее значение числа ReI00 модели. Затем вычисляют значения производной от угла наклона траектории по времени. В результате выполнения указанных процедур вычисляют управляющие сигналы по углу крена, необходимые в реализации траектории модели, для которой выполняется условие Reмод≈Reизд. При ограничении диапазона управления принимают предельное значение угла крена. Полученные рассогласования по числам Рейнольдса ΔRe=Reмод-Reизд между экспериментальными и заданными значениями сравнивают с допустимыми значениями для оценки погрешности. Технический результат заключается в повышении точности выполнения условий подобия по числу Рейнольдса модели и натурного изделия ГЛА на всей траектории полета. 6 ил.
Наверх