2213024 - Беспилотный летательный аппарат (варианты)

Беспилотный летательный аппарат (варианты)

Реферат

Изобретение относится к авиации. Аппарат содержит два фюзеляжа, соединенных между собой в хвостовой части крылом, а в носовой части - передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение, силовую установку и шасси. Фюзеляжи в хвостовой части связаны между собой центропланом крыла и при этом не выходят за заднюю кромку крыла. Переднее горизонтальное оперение выполнено с малым удлинением. Во втором варианте вертикальное оперение выполнено из двух килей, которые установлены на центроплане крыла наклонно друг к другу. Кили соединены с обтекателем. Причем один киль или оба киля установлены на центроплане крыла шарнирно с возможностью поворота относительно оси, параллельной оси симметрии аппарата, а один киль соединен с обтекателем с возможностью разъема. Предлагаемые варианты изобретений направлены на обеспечение кругового обзора по азимуту радиолокационной станции. 2 c. и 20 з.п. ф-лы, 8 ил.

Группа изобретений относится к беспилотным летательным аппаратам (БЛА).

Беспилотные летательные аппараты (БЛА) могут быть применены для решения множества задач, выполнение которых пилотируемыми летательными аппаратами в силу различных причин нецелесообразно. В число таких задач входят мониторинг воздушного пространства, земной и водной поверхностей, экологический контроль, управление воздушным движением, контроль морского судоходства, развитие систем связи и др.

При мониторинге воздушного пространства, земной и водной поверхностей в зависимости от конкретных решаемых задач может осуществляться аэрофотосъемка, контроль гидро-, метеообстановки, исследование атмосферы, радиометрический контроль зон бедствия, сейсмический контроль, инспекция соблюдения договорных обязательств, контроль состояния газо- и нефтепроводов, линий электропередач, геологические наблюдения, подповерхностное зондирование земли, исследование ледовой обстановки, волнения моря.

Интерес к БЛА вызван их экономичностью при эксплуатации, устранением риска для жизни экипажа, ограничений по эксплуатационным нагрузкам, определяемых физиологическими возможностями человека, возможностью вести наблюдение из множества точек в течение короткого периода времени.

Особенностью применения БЛА является возможность непрерывного наблюдения поверхности и воздушного пространства при большом удалении объекта наблюдения с помощью различных датчиков.

БЛА могут быть применены не только для указанных выше целей, но и для других, например, контроля государственной границы.

Все перечисленное характеризует широкий круг задач, которые весьма эффективно и экономично могут быть решены в случае применения БЛА.

Из уровня техники известен беспилотный летательный аппарат (см. патент РФ 2065379, кл. В 64 С 39/02, опубл. 20.08.1996). Указанный летательный аппарат содержит фюзеляж, две несущие поверхности, соединенные концами вместе, вертикальное и горизонтальное оперение, двигатели. Одна несущая поверхность установлена в передней части фюзеляжа, а другая несущая поверхность расположена в хвостовой части летательного аппарата на вертикальном оперении - киле. Обе несущие поверхности установлены наклонно к горизонтальной плоскости фюзеляжа и соединены друг с другом таким образом, что образуют форму правильного многоугольника, например ромба, из условия обеспечения одинакового разрешения во всех направлениях диаграммы направленности. В местах соединения несущих поверхностей расположены дополнительные консоли. Горизонтальное оперение состоит из переднего и хвостового. Переднее горизонтальное оперение размещено параллельно несущей поверхности, установленной в носовой части фюзеляжа, а хвостовое горизонтальное оперение выполнено сочлененным из несущих поверхностей, образующих форму замкнутого многоугольника. Двигатели расположены в средней части фюзеляжа на пилонах с возможностью поворота в вертикальной плоскости. На летательном аппарате установлены радиолокационная аппаратура, блок управления и обработки информации, передающие и приемные блоки. Антенны размещены внутри крыла и горизонтального оперения и выполнены двух видов - пассивными, т.е. работающими в режиме приема сигнала, и активными. Недостатком данной схемы является низкая несущая способность крыла, что не позволяет обеспечить требуемое аэродинамическое качество и соответственно требуемую продолжительность полета.

Известен также беспилотный летательный аппарат, разрабатываемый фирмой "Нортроп Грумман" (см. AVIATION WEEK & SPACE TECHNOLOGY, ноябрь 20, 2000 г., стр. 52). Данный самолет имеет крыло, состоящее из двух несущих поверхностей - передней, закрепленной в носовой части фюзеляжа, и задней, установленной в хвостовой части фюзеляжа самолета. Таким образом, крыло выполнено в виде ромба, по большей диагонали которого располагается фюзеляж с силовой установкой. В местах сочленения несущих поверхностей между собой закреплены консоли крыла. Летательный аппарат имеет V-образное вертикальное оперение. Данный беспилотный самолет оснащен комплексом аппаратуры для наблюдения за воздушным пространством, сбора и накопления данных, связи и передачи данных на землю. Недостатком данной схемы является большая стреловидность передней и задней несущих поверхностей, что снижает аэродинамическое качество крыла. Кроме того, силовая установка, состоящая из одного двигателя, снижает надежность самолета.

Также известен летательный аппарат, содержащий два фюзеляжа, соединенных друг с другом тремя несущими поверхностями. Носовые части летательного аппарата соединены передним горизонтальным оперением. В средней части фюзеляжи связаны центропланом крыла. Перед центропланом расположена дополнительная несущая поверхность. Причем переднее горизонтальное оперение, дополнительная несущая поверхность и крыло разнесены по высоте относительно строительной горизонтали летательного аппарата. Вертикальное оперение выполнено из двух килей, установленных на хвостовых балках фюзеляжей. Силовая установка состоит из двух двигателей, расположенных на центроплане крыла. Указанный летательный аппарат описан в патенте РФ 2104226, кл. В 64 С 39/04, опубл. 10.02.1998. Недостатками этого летательного аппарата является установка килей на вынесенных хвостовых балках, что увеличивает вес конструкции, а кроме того, ухудшает флаттерные характеристики летательного аппарата.

Наиболее близким к предлагаемым летательным аппаратам является летательный аппарат, разработанный фирмой Боинг (см. Техническую информацию ЦАГИ 24 за 1990 г.). Указанный беспилотный летательный аппарат выполнен из двух фюзеляжей, соединенных между собой в носовой части одной несущей поверхностью, а второй несущей поверхностью - в хвостовой части. Силовая установка выполнена из двух двигателей, установленных в хвостовых частях фюзеляжей за второй несущей поверхностью. На концах второй несущей поверхности установлены концевые аэродинамические поверхности. Описанный самолет имеет радиолокационную станцию с фазированной решеткой. Выполнение самолета двухфюзеляжным и расположение силовой установки с толкающими винтами в хвостовой части фюзеляжей улучшает работу РЛС и обеспечивает обзор на 240^o. Недостатком данной схемы является то, что она не обеспечивает кругового обзора для РЛС, вследствие чего РЛС не может работать достаточно эффективно, взлетно-посадочные характеристики ухудшены, поскольку углы атаки ограничены малыми величинами вследствие выноса хвостовых частей фюзеляжей с двигателями за заднюю кромку второй несущей поверхности.

Предлагаемая группа изобретений направлена на создание БЛА, имеющих высокие летно-технические характеристики, удовлетворяющие требованиям по высоте и продолжительности полета. Кроме того, летательные аппараты должны пилотироваться дистанционно и выполнять полет по заданной программе, нести на борту комплекс целевого оборудования (блок воспринимающих и передающих приборов), предназначенный для выполнения поставленной задачи, например мониторинга воздушного пространства при любой погоде.

Также варианты предлагаемого изобретения (беспилотного летательного аппарата) направлены на создание БЛА, обеспечивающих круговой обзор по азимуту для эффективной работы целевого оборудования.

По первому варианту выполнения указанный технический результат достигается тем, что беспилотный летательный аппарат содержит два фюзеляжа, соединенных между собой в хвостовой части крылом, а в носовой части передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение, силовую установку и шасси. Фюзеляжи в хвостовой части связаны между собой центропланом крыла и при этом не выходят за заднюю кромку крыла. Переднее горизонтальное оперение выполнено с малым удлинением.

Вертикальное оперение выполнено из двух килей, установленных под углом к плоскости симметрии летательного аппарата на центроплане крыла. Кили установлены на центроплане крыла при виде спереди наклонно друг к другу.

Беспилотный летательный аппарат может иметь обтекатель, соединенный с килями. Отношение наибольшего поперечного размера обтекателя к его длине находится в диапазоне от 0,18 до 0,35.

В одной из модификаций силовая установка расположена на центроплане крыла между килями.

Крыло выполнено трапециевидным с большим удлинением, а консоли крыла установлены с положительным углом поперечного V. Крыло имеет механизацию задней кромки. Переднее горизонтальное оперение также имеет механизацию.

Контур поперечного сечения фюзеляжей выполнен в форме выпуклого многоугольника. Шасси летательного аппарата выполнено четырехопорным. На каждом фюзеляже установлены по две опоры шасси. Передние опоры выполнены колесными, а задние - лыжными.

Согласно второму варианту исполнения технический результат достигается тем, что беспилотный летательный аппарат содержит два фюзеляжа, соединенных между собой в хвостовой части крылом, а в носовой части передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение, состоящее из двух килей, силовую установку и шасси. Фюзеляжи связаны между собой в хвостовой части центропланом крыла. Вертикальное оперение установлено на центроплане крыла и выполнено из двух наклоненных друг к другу килей, соединенных с обтекателем. Один киль или оба киля установлены на центроплане крыла шарнирно с возможностью поворота относительно оси, параллельной оси симметрии летательного аппарата. Один из килей соединен с обтекателем с возможностью разъема. Переднее горизонтальное оперение имеет малое удлинение. Силовая установка расположена на центроплане крыла между килями.

Крыло установлено относительно фюзеляжей таким образом, что хвостовая часть фюзеляжей не выходит за заднюю кромку крыла. Крыло выполнено трапециевидным с большим удлинением, а консоли крыла установлены с положительным углом поперечного V. Крыло имеет механизацию, расположенную на задней кромке крыла. Также и переднее горизонтальное оперение снабжено механизацией.

Отношение наибольшего поперечного размера обтекателя к его длине находится в диапазоне от 0,18 до 0,35.

Фюзеляжи в поперечном сечении выполнены в виде выпуклого многоугольника.

Шасси летательного аппарата выполнено четырехопорным. На каждом фюзеляже установлены по две опоры шасси. Передние опоры шасси выполнены колесными, а задние - лыжными.

Отличительные особенности предлагаемой группы изобретений более подробно излагаются в нижеприведенном описании в сочетании с сопутствующими чертежами.

На чертежах изображено: на фиг.1 - вид сверху на беспилотный летательный аппарат (1-й вариант); на фиг. 2 - вид спереди на предлагаемый летательный аппарат (1-й вариант); на фиг.3 - вид сбоку на летательный аппарат (1-й вариант); на фиг.4 - вид сверху на одну из возможных модификаций летательного аппарата; на фиг.5 - вид сверху на беспилотный летательный аппарат (2-й вариант); на фиг.6 - вид спереди на летательный аппарат (2-й вариант); на фиг.7 - вид сбоку на летательный аппарат (2-й вариант); на фиг.8 - вид сзади на летательный аппарат (2-й вариант).

Описываемые варианты самолета предназначены для длительного барражирования на больших высотах. Самолеты используются в комплексе с наземным центром управления, связи и обработки информации.

Беспилотный летательный аппарат по первому варианту исполнения (см. фиг. 1, 2) имеет два фюзеляжа 1. Фюзеляжи 1 соединены между собой двумя несущими поверхностями 2 и 3 таким образом, что при виде сверху образуется рамная конструкция в виде прямоугольника.

Одна из несущих поверхностей 2 расположена в хвостовой части летательного аппарата, по своей функции она является крылом.

Другая несущая поверхность 3 расположена в передней части летательного аппарата и соединяет носовые части фюзеляжей 1. По своей функции передняя несущая поверхность 3 является передним горизонтальным оперением.

Следует отметить, что фюзеляжи 1 при компоновке не выходят за заднюю кромку крыла 2, расположенного в хвостовой части летательного аппарата.

Описываемая компоновка является разновидностью аэродинамической схемы "утка" и обеспечивает уменьшение потерь на продольную балансировку, повышение аэродинамического качества самолета.

Применение переднего горизонтального оперения (ПГО) 3 повышает жесткость, а также позволяет уменьшить нагрузки, действующие на фюзеляжи 1.

Конструктивно каждый фюзеляж 1 летательного аппарата состоит из двух продольных отсеков - внутреннего 4 и внешнего 5, - разделенных продольной вертикальной стенкой. Во внутренних отсеках 4 размещаются бортовое радиоэлектронное оборудование, элементы систем электроснабжения и воздушного охлаждения. Во внешних отсеках 5 расположены антенны радиолокационной станции. Внутренний отсек 4 каждого фюзеляжа 1 имеет узлы стыковки с передним горизонтальным оперением 3, ниши для размещения опор шасси и топливные баки. Фюзеляжи 1 могут быть различной формы в поперечном сечении. Форма поперечных сечений фюзеляжей выбирается из условий обеспечения эффективной работы устанавливаемого на самолете целевого оборудования. Форма поперечного сечения может быть выполнена в виде, напоминающем форму круга, овала, треугольника, четырехугольника, правильного или неправильного выпуклого многогранника. При выполнении сечений фюзеляжей 1 в форме многогранника его углы скруглены, а грани представляют собой дуги окружности большого радиуса. На приведенных иллюстрациях форма фюзеляжей 1 в поперечных сечениях выполнена в виде многоугольника, напоминающего треугольник.

Крыло 2 (см. фиг.1) расположено в хвостовой части летательного аппарата и выполнено из трех соединенных между собой эксплуатационно-технологическими разъемами частей: центроплана 6 и двух консолей 7. Центроплан 6 крыла 2 соединяет хвостовые части фюзеляжей 1. Узлы для стыковки фюзеляжей 1 расположены по концам центроплана 6. При этом хвостовые части фюзеляжей 1 не выходят на внешний контур центроплана 6. Также и в передней части фюзеляжи 1 не выходят за переднюю кромку ПГО 3, т.е. расположение фюзеляжей 1, центроплана 6 крыла 2 и ПГО 3 при виде сверху (см. фиг.1) образует замкнутый контур - прямоугольник, который обеспечивает круговой обзор для целевого оборудования (радиолокационной станции), а кроме того, замкнутая форма в плане повышает жесткость конструкции, позволяя при этом снизить ее вес.

Соединение фюзеляжей 1 между собой центропланом 6 крыла 2 позволяет частично разгрузить крыло 2 от изгибающего момента, действующего на него в полете, и, соответственно, снизить вес крыла.

В зависимости от модификации описываемого варианта компоновки летательного аппарата на центроплане 6 крыла 2 могут быть расположены узлы крепления вертикального оперения 8 (см. фиг.4) и силовой установки 9. (На графических материалах, иллюстрирующих первый вариант исполнения (фиг.1-3), показана компоновка самолета с размещением на центроплане силовой установки 9. ) Крыло 2 выполнено трапециевидным и имеет большое удлинение, что также повышает аэродинамическое качество летательного аппарата. Консоли 7 крыла 2 установлены по отношению к плоскости симметрии самолета с положительным углом поперечного V. На консолях 7 расположены аэродинамические органы управления и механизация крыла - рули высоты 10, закрылки 11, элероны 12. Элероны 12 могут быть выполнены зависающими - работающими в полете как закрылки, а также расщепляющимися, т.е. выполняющими функцию воздушного тормоза. Рули высоты 10 и закрылки 11 могут быть объединены в одну поверхность. Для удобства транспортировки летательного аппарата консоли 7 крыла 2 выполнены разъемными. Места разъемов расположены приблизительно на половине размаха каждой консоли 7.

Переднее горизонтальное оперение 3 имеет малое удлинение порядка 2-3, что повышает безопасность летательного аппарата в полете, поскольку при полете на больших углах атаки не происходит срыва потока. Относительная толщина профиля составляет 17-20%, что повышает аэродинамическое качество. На ПГО 3 установлен аэродинамический орган управления - руль высоты 13, который может быть выполнен из одной или нескольких секций.

В приведенной компоновке (см. фиг.1, 2) вертикальное оперение 8 состоит из двух килей, установленных в хвостовой части летательного аппарата на фюзеляжах 1. Однако данная компоновка не ограничивает объем притязаний. Вертикальное оперение 8 может состоять и из одного киля, но следует заметить, что установка двух килей вместо одного целесообразна по весовым характеристикам.

В описываемой компоновке кили 8 установлены на фюзеляжах 1 в их хвостовых частях параллельно оси симметрии летательного аппарата. Передние и задние кромки вертикального оперения 8 выполнены стреловидными. Кроме того, расположение вертикального оперения 8 и силовой установки 9 в пределах задней кромки крыла позволяет увеличить угол атаки при посадке. На килях 8 установлены рули направления 15 (фиг.3).

Кили 8 могут быть также установлены и на центроплане 6 крыла 2 под углом к плоскости симметрии летательного аппарата. Модификация беспилотного летательного аппарата с такой компоновкой вертикального оперения описана ниже.

В случае установки килей 8 под углом к плоскости симметрии летательного аппарата, например при виде спереди навстречу друг другу, они могут быть соединены между собой обтекателем 14 (на графических материалах, поясняющих первый вариант предложенного изобретения, данная компоновка не показана, но она аналогична компоновке по фиг.5). В этом случае при виде спереди кили 8 совместно с центропланом 6 крыла 2 образуют замкнутый контур в виде треугольника. Расположение килей 8 наклонно друг к другу и соединение их посредством обтекателя 14 повышает жесткость вертикального оперения. В обтекателе 14 в зависимости от вида планируемых работ устанавливается оборудование для исследований. Соотношение диаметра обтекателя 14 и его длины находится в пределах от 0,18 до 0,35.

Силовая установка 9 может быть расположена как на центроплане 6 крыла 2, так и в другом месте, например на консолях 7 крыла 2 сбоку от фюзеляжей 1. Силовая установка 9 включает мотогондолу и установленные в последней двигатели. В зависимости от типа предполагаемых решаемых задач количество двигателей может быть различным. Предпочтительным является вариант компоновки летательного аппарата с двумя двигателями. На самолете могут быть установлены различные типы двигателей - турбореактивные двухконтурные, турбовинтовые, поршневые с турбонаддувом. Силовая установка 9 (см. фиг.2) расположена на пилоне 16, установленном на центроплане 6. Такое расположение силовой установки 9 обеспечивает минимальный разворачивающий момент при отказе одного из двигателей, т.к. двигатели установлены максимально близко к оси симметрии самолета, что также позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и его вес. Кроме того, при использовании летательного аппарата для управления воздушным движением силовая установка 9 при описанной компоновке не затеняет обзор радиолокационной станции.

На самолете установлено четырехопорное шасси (см. фиг.3). Две опоры 17 шасси установлены в носовых частях фюзеляжей 1 и выполнены колесными. Другие две опоры 18 расположены в хвостовой части летательного аппарата на каждом фюзеляже 1 и выполнены лыжными. Опоры шасси для снижения сопротивления при полете убираются в ниши, выполненные во внутренних отсеках фюзеляжей летательного аппарата.

Вышеописанный вариант летательного аппарата, как указывалось ранее, может быть модифицирован. Компоновка модификации показана на фиг.4. В данной компоновке летательный аппарат содержит два фюзеляжа 1, соединенных между собой двумя несущими поверхностями 2 (крылом) и 3 (передним горизонтальным оперением) таким образом, что при виде сверху образуется рамная конструкция в виде прямоугольника.

Крыло 2 расположено в хвостовой части летательного аппарата, а переднее горизонтальное оперение 3 соединяет носовые части фюзеляжей 1.

В данной модификации крыло 2 по отношению к фюзеляжам 1 может располагаться так, чтобы хвостовые части фюзеляжей 1 не выходили бы за заднюю кромку крыла 2. В носовой части летательного аппарата фюзеляжи 1 также не выходят за переднюю кромку ПГО 3.

Крыло 2 (см. фиг.4) также выполнено из трех соединенных между собой эксплуатационно-технологическими разъемами частей: центроплана 6 и двух консолей 7. Центроплан 6 крыла 2 соединяет хвостовые части фюзеляжей 1. Расположение фюзеляжей 1, центроплана 6 крыла 2 и ПГО 3 при виде сверху (см. фиг.4) образует замкнутый контур - прямоугольник, который обеспечивает круговой обзор для целевого оборудования (радиолокационной станции).

На центроплане 6 также расположены узлы крепления вертикального оперения 8 и силовой установки 9.

Крыло 2 выполнено трапециевидным и имеет большое удлинение. Консоли 7 крыла 2 установлены по отношению к плоскости симметрии самолета с положительным углом поперечного V. На консолях 7 расположены аэродинамические органы управления и механизация крыла - рули высоты 10, закрылки 11, элероны 12. Для удобства транспортировки летательного аппарата консоли 7 крыла 2 выполнены разъемными. Места разъемов расположены приблизительно на половине размаха каждой консоли 7.

Вертикальное оперение 8 (см. фиг.4) состоит из двух килей, установленных на центроплане 6 крыла 2 в районе стыковочных узлов с фюзеляжами 1. Кили 8 установлены к плоскости симметрии летательного аппарата под углом. Как показано на чертеже, кили 8 наклонены при виде спереди друг к другу относительно плоскости симметрии летательного аппарата. Передние и задние кромки вертикального оперения 8 выполнены стреловидными. На килях 8 установлены рули направления 15 (фиг.4). Последние могут быть использованы и как органы продольного управления. Например, непосредственное управление подъемной силой осуществляется при одновременном отклонении рулей высоты крыла 2 и ПГО 3. В этом случае использование рулей направления 15 вертикального оперения 8 позволит легче, с наименьшими усилиями осуществить продольную балансировку самолета.

Также кили 8 могут быть соединены между собой обтекателем 14 (на иллюстрации, поясняющей модификацию первого варианта предложенного изобретения данная компоновка не показана, но она аналогична компоновке второго варианта изобретения по фиг.5). В этом случае при виде спереди кили 8 совместно с центропланом 6 крыла 2 образуют замкнутый контур в виде треугольника. В обтекателе 14 в зависимости от вида планируемых работ устанавливается оборудование для исследований. Соотношение диаметра обтекателя 14 и его длины находится в пределах от 0,18 до 0,35.

На центроплане 6 крыла 2 имеются узлы крепления силовой установки 9. Силовая установка 9 включает мотогондолу и установленные в последней двигатели. Предпочтительным является вариант компоновки силовой установки с двумя двигателями. Силовая установка 9 расположена на пилоне, установленном на центроплане 6 между килями 8. Такое расположение силовой установки 9 обеспечивает минимальный разворачивающий момент при отказе одного из двигателей, а также уменьшение площади вертикального оперения и его веса. При использовании летательного аппарата для управления воздушным движением силовая установка 9 при описанной компоновке не затеняет обзор радиолокационной станции.

По второму варианту предлагаемый беспилотный летательный аппарат (см. фиг.5, 6) также имеет два фюзеляжа 1. Фюзеляжи 1 соединены между собой двумя несущими поверхностями 2 и 3 таким образом, что при виде сверху образуется рамная конструкция в виде прямоугольника.

Конструктивно каждый фюзеляж 1 состоит из двух продольных отсеков - внутреннего 4 и внешнего 5, - разделенных продольной вертикальной стенкой. Во внутренних отсеках 4 размещаются бортовое радиоэлектронное оборудование, элементы систем электроснабжения и воздушного охлаждения. Во внешних отсеках 5 расположены антенны радиолокационной станции. Внутренний отсек 4 каждого фюзеляжа 1 имеет ниши для размещения опор шасси и топливные баки. Фюзеляжи 1 могут быть различной формы в поперечном сечении. Форма поперечных сечений фюзеляжей выбирается из условий обеспечения эффективной работы устанавливаемого на самолете целевого оборудования. Форма поперечного сечения может быть выполнена в виде, напоминающем форму круга, овала, треугольника, четырехугольника, правильного или неправильного выпуклого многогранника. При выполнении сечений фюзеляжей 1 в форме многогранника его углы скруглены, а грани представляют собой дуги окружности большого радиуса. На приведенных иллюстрациях форма фюзеляжей 1 в поперечных сечениях выполнена в виде многоугольника, напоминающего треугольник.

Одна из несущих поверхностей 2 расположена в хвостовой части летательного аппарата.

Другая несущая поверхность 3 расположена в передней части летательного аппарата и соединяет носовые части фюзеляжей 1. Для соединения с ней во внутренних отсеках 4 фюзеляжей 1 предусмотрены узлы стыковки. По своей функции передняя несущая поверхность 3 является передним горизонтальным оперением.

Такая компоновка является разновидностью аэродинамической схемы "утка" и обеспечивает уменьшение потерь на продольную балансировку, повышение аэродинамического качества самолета.

Несущая поверхность 2 (см. фиг.5) расположена в хвостовой части летательного аппарата и выполнена из трех соединенных между собой эксплуатационно-технологическими разъемами частей: центроплана 6 и двух консолей 7. По функции хвостовая несущая поверхность 2 является крылом. Центроплан 6 крыла 2 соединяет хвостовые части фюзеляжей 1. Узлы для стыковки фюзеляжей 1 расположены по концам центроплана 6. При этом хвостовые части фюзеляжей 1 не выходят на внешний контур центроплана 6. Также и в передней части фюзеляжи 1 не выходят за переднюю кромку ПГО 3, т.е. расположение фюзеляжей 1, центроплана 6 крыла 2 и ПГО 3 при виде сверху (см. фиг.5) образует замкнутый контур - прямоугольник, который обеспечивает круговой обзор для целевого оборудования (радиолокационной станции), а кроме того, замкнутая форма в плане повышает жесткость конструкции, позволяя при этом снизить ее вес.

На центроплане 6 также расположены узлы крепления вертикального оперения 8 и силовой установки 9. Соединение фюзеляжей 1 между собой центропланом 6 крыла 2 позволяет частично разгрузить крыло 2 от изгибающего момента, действующего на него в полете, и, соответственно, снизить вес крыла.

Крыло 2 выполнено трапециевидным и имеет большое удлинение, что также повышает аэродинамическое качество летательного аппарата. Консоли 7 крыла 2 установлены по отношению к плоскости симметрии самолета с положительным углом поперечного V. На консолях 7 расположены аэродинамические органы управления и механизация крыла - рули высоты 10, закрылки 11, элероны 12. Элероны 12 могут быть выполнены зависающими - работающими в полете как закрылки, а также расщепляющимися, т.е. выполняющими функцию воздушного тормоза. Рули высоты 10 и закрылки 11 могут быть объединены в одну поверхность. Для удобства транспортировки летательного аппарата консоли 7 крыла 2 выполнены разъемными. Места разъемов расположены приблизительно на половине размаха каждой консоли 7.

Вертикальное оперение 8 (см. фиг.5, 6) состоит из двух килей, установленных на центроплане 6 крыла 2 в районе стыковочных узлов с фюзеляжами 1. Кили 8 наклонены друг к другу относительно плоскости симметрии летательного аппарата и связаны между собой. Таким образом, при виде спереди кили 8 совместно с центропланом 6 крыла 2 образуют замкнутый контур в виде треугольника. В месте соединения килей 8 друг с другом может быть установлен обтекатель 14 (фиг.6, 7). Передние и задние кромки вертикального оперения 8 выполнены стреловидными. Установка двух килей 8 вместо одного целесообразна по весовым характеристикам. Расположение килей 8 наклонно друг к другу и соединение их посредством обтекателя 14 повышает жесткость вертикального оперения. Кроме того, расположение вертикального оперения 8 и силовой установки 9 на центроплане 6 крыла 2 в пределах его задней кромки позволяет увеличить угол атаки при посадке.

Один киль 8 или оба киля могут устанавливаться на центроплане 6 шарнирно, чтобы при наземном обслуживании один из них или оба можно было отклонить и выполнить необходимые регламентные работы. (Возможность отклонения киля проиллюстрирована на фиг.8.) На килях 8 установлены рули направления 15 (фиг. 7). Последние могут быть использованы и как органы продольного управления. Например, непосредственное управление подъемной силой осуществляется при одновременном отклонении рулей высоты крыла 2 и ПГО 3. В этом случае использование рулей направления 15 вертикального оперения 8 позволит легче, с наименьшими усилиями осуществить продольную балансировку самолета.

Обтекатель 14 (фиг.7, 8) с одним килем 8 соединен жестко, а с другим - при помощи разъемов, что позволяет при проведении регламентных работ произвести отсоединение одного киля и повернуть его без больших затрат времени. В обтекателе 14 в зависимости от вида планируемых работ устанавливается оборудование для исследований. Соотношение диаметра обтекателя 14 и его длины находится в пределах от 0,18 до 0,35.

Как было сказано, на центроплане 6 крыла 2 имеются узлы крепления силовой установки 9. Силовая установка 9 включает мотогондолу и установленные в последней двигатели. В зависимости от типа предлагаемых решаемых задач количество двигателей может быть различным. Предпочтительным является вариант компоновки летательного аппарата с двумя двигателями. На самолете могут быть установлены различные типы двигателей - турбореактивные двухконтурные, турбовинтовые, поршневые с турбонаддувом. Силовая установка 9 (см. фиг.8) расположена на пилоне 16, установленном на центроплане 6 между килями 8. Такое расположение силовой установки 9 обеспечивает минимальный разворачивающий момент при отказе одного из двигателей, т.к. двигатели установлены максимально близко к оси симметрии самолета, что также позволяет уменьшить площадь вертикального оперения и его вес. Кроме того, при использовании летательного аппарата для управления воздушным движением силовая установка 9 при описанной компоновке не затеняет обзор радиолокационной станции.

На самолете установлено четырехопорное шасси (см. фиг.7). Две опоры 17 шасси установлены с носовых частях фюзеляжей и выполнены колесными. Другие две опоры 18 расположены в хвостовой части летательного аппарата на каждом фюзеляже и выполнены лыжными. Опоры шасси для снижения сопротивления при полете убираются в ниши, выполненные во внутренних отсеках фюзеляжей летательного аппарата.

Внутренние отсеки самолета и по первому варианту, и по второму варианту исполнения используются для размещения различного полетного и целевого оборудования.

Для любого из предлагаемых летательных аппаратов целевое оборудование обычно включает в себя какой-либо пассивный воспринимающий прибор, например инфракрасный детектор (детекторы) - теплопеленгатор, телекамеру (телекамеры), фотокамеру и т.д., и/или активные устройства, такие как аппаратура радиосвязи, радиолокационная станция (станции), радиолокатор бокового обзора и т.д.

В состав полетного оборудования также входят навигационное оборудование, бортовая ЭВМ, система управления полетом, аппаратура приема и передачи информации, предназначенная для трансляции данных, полученных воспринимающим прибором в масштабе реального времени, а также для приема команд управления, регистратор информации, бортовой источник энергоснабжения, система воздушного охлаждения, противообледенительная система.

Отсеки летательных аппаратов, в которых установлено электронное оборудование, выполнены из радиопрозрачного материала.

Ниже приведен пример применения летательного аппарата, выполненного по первому варианту компоновки. Применение летательного аппарата, изготовленного по второму варианту компоновки, и его полет осуществляются аналогично первому варианту.

Полет самолета осуществляется следующим образом.

На земле перед стартом проводят необходимое техническое обслуживание: производят проверку и заправку систем самолета, вводят необходимые данные в бортовую ЭВМ, готовят к работе бортовое радиоэлектронное оборудование.

Полностью подготовленный самолет с отклоненными во взлетное положение закрылками 11 и другими органами управления устанавливают на тележку стартового устройства, после чего двигатели выводятся на максимальный режим. (На режимах взлета и посадки могут отклоняться не только закрылки, но и все органы управления, установленные на крыле - рули высоты, закрылки и элероны. ) Далее с помощью стартового устройства самолет разгоняют до взлетной скорости, он сходит с эстакады и начинает набор высоты.

В процессе старта и полета стойки 17, 18 шасси для снижения аэродинамического сопротивления убраны в ниши фюзеляжей 1. Управление самолетом осуществляется по программе, заложенной в бортовую ЭВМ перед стартом. В случае необходимости вмешательства в программу полета управление может осуществляться дистанционно с командного поста управления. Сигналы управления поступают в электронную бортовую систему управления, преобразующую их в команды на приводы аэродинамических органов управления - рулей высоты 10, 13, направления 15, закрылков 11, элеронов 12.

Балансировка и управление в продольном канале осуществляются одновременно рулями высоты 10, установленными на центроплане 6 крыла 2, и рулями высоты 13, расположенными на передней несущей поверхности 3. Указанные рули высоты используются также для непосредственного управления подъемной силой.

Путевая устойчивость представляемого летательного аппарата, не имеющего хвостовых балок, обеспечивается V-образностью консолей крыла 2, а для второго варианта летательного аппарата также и -образностью вертикального оперения 8.

Управление в боковом канале осуществляется рулем направления 15 (для второго варианта самолета рулями направления 15), расположенными на вертикальном оперении 8, а также расщепляющимися элеронами 12, расположенными на концах консолей 7 крыла 2.

В качестве органов управления в поперечном канале используются элероны 12. Требуемые характеристики динамики аппарата обеспечиваются системой автоматического управления.

После взлета самолет совершает полет в район выполнения задания, при достижении которого начинает работать целевое оборудование. В районе выполнения задания самолет следует по определенной траектории, зависящей от выполняемой задачи. Например, при аэрофотосъемке траектория расположена над интересующим районом местности. Характер информации, собираемой

Беспилотный летательный аппарат (варианты)

Патент 2213024