Беспилотный летательный аппарат

Беспилотный летательный аппарат

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам специального назначения, в частности к беспилотным летательным аппаратам, предназначенным для ведения воздушной разведки. Изобретение может быть использовано при разработке микро и мини беспилотных летательных аппаратов со скоростью полета от 30 до 100 км/час.

Известен беспилотный летательный аппарат (БПЛА), содержащий свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу и двигатель, установленный в мотогондоле (RU 2181333 С2, 20.04.2002).

Однако этот БПЛА предназначен для высоких скоростей полета, имеет сложные аэродинамические органы управления и механизацию несущих поверхностей.

Известен беспилотный летательный аппарат, содержащий свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу, по меньшей мере один двигатель с воздушным винтом, установленный в мотогондоле, и полезную нагрузку (RU 2065379 С1, 20.08.1996).

У известного летательного аппарата крыло выполнено сочлененным из несущих поверхностей, закрепленных в носовой и хвостовых частях фюзеляжа и образующих вокруг него замкнутый контур, имеющий форму выпуклого многоугольника. Хвостовое горизонтальное оперение выполнено сочлененным из несущих поверхностей, образующих форму замкнутого многоугольника. Двигатели установлены в средней части фюзеляжа на пилонах. Недостатком этой компоновки летательного аппарата является низкая несущая способность крыла, плохая управляемость и трудность обеспечения продольной и путевой устойчивости, а также не эффективное, вследствие повышенного лобового сопротивления, расположение двигателей. Конструкция этого БПЛА сложна и нетехнологична.

Известен также беспилотный летательный аппарат (прототип), содержащий, как и предложенный, свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу, по меньшей мере один двигатель с воздушным винтом, установленный в мотогондоле, и полезную нагрузку (RU 2213024 С1, 27.09.2003).

Известная из патента RU 2213024 аэродинамическая компоновка беспилотного летательного аппарата имеет два фюзеляжа, соединенных в хвостовой части крылом, а в носовой части соединенных передним горизонтальным оперением, вертикальное оперение и силовую установку. При этом фюзеляжи в хвостовой части связаны между собой центропланом крыла, причем кили установлены на каждом из фюзеляжей. Крыло выполнено треугольным с небольшой постоянной стреловидностью передней кромки и с большим удлинением (более 6). Силовая установка расположена на центроплане крыла между килями и состоит из двух двигателей, установленных в мотогондоле, закрепленной на пилоне.

Однако для такой аэродинамической компоновки летательного аппарата характерным является ухудшение аэродинамических, маневренных и летно-технических характеристик. Это объясняется тем, что вертикальные оперения оказываются не эффективными, поскольку происходит затенение потока фюзеляжами при полете на больших углах атаки. Также происходит затенение потока, набегающего на крыло, расположенным впереди крыла горизонтальным оперением, что также ухудшает маневренные и взлетно-посадочные характеристики летательного аппарата. Наряду с этим для используемого крыла характерны перетекание пограничного слоя от его середины к концевым частям и возникновение концевых срывов потока даже на сравнительно небольших углах атаки. На больших углах атаки происходит увеличение угла скоса потока за крылом. Вследствие этого ухудшаются аэродинамические и маневренные характеристики, поскольку уменьшается аэродинамическое качество, ухудшаются несущие свойства, устойчивость и управляемость известного летательного аппарата (ЛА), особенно на больших углах атаки. Кроме того, известная аэродинамическая компоновка имеет низкие несущие свойства из-за применения крыла с традиционной формой профиля, не оптимизированной для малых чисел Рейнольдса (Re), характерных для полета малогабаритных летательных аппаратов (мини- и микро-БПЛА). Это объясняется тем, что при обтекании потоком несущих поверхностей при малых числах Re, имеющих место при полете малогабаритных ЛА, для зависимости коэффициента подъемной силы Су_а от угла атаки α характерна значительная неоднозначность ("гистерезис") в около критическом диапазоне. При увеличении угла атаки происходит увеличение значений Су_а, а после отрыва потока с поверхности крыла наблюдается падение коэффициента подъемной силы, величина которого не восстанавливается вплоть до существенного уменьшения угла атаки α. Для устранения этого нежелательного эффекта необходимо было разработать специальный профиль, отличающийся (кроме других конструктивных особенностей) отгибом носовой части вниз.

Размещение силовой установки на пилоне (вне фюзеляжа) также ухудшает аэродинамические характеристики известного БПЛА, так как увеличивается лобовое сопротивление летательного аппарата в целом.

Кроме того, известный БПЛА имеет сложную конструкцию и пространственную конфигурацию, а следовательно, и низкую технологичность при производстве.

Задача предложенного изобретения заключается в разработке аэродинамической компоновки (т.е. в выборе форм и взаимного расположения отдельных элементов конструкции - крыла, фюзеляжа, оперения, двигателя и т.д.) малогабаритного беспилотного летательного аппарата, которая обеспечивает высокие аэродинамические и функциональные (летно-технические) характеристики и, кроме того, простоту и высокую технологичность конструкции.

Указанный технический результат достигается тем, что беспилотный летательный аппарат, содержащий свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу и по меньшей мере один двигатель с воздушным винтом, установленный в мотогондоле, согласно изобретению, выполнен по бесфюзеляжной аэродинамической схеме "летающее крыло". Центральный профиль крыла состоит из носовой части, средней части и хвостовой части. Передняя кромка носовой части центрального профиля выполнена закругленной и отогнутой вниз. Обводы хвостовой части центрального профиля выполнены как дугообразные кривые, обращенные вверх выпуклой частью и сходящиеся к задней кромке центрального профиля. Обводы верхнего и нижнего контура средней части центрального профиля выполнены как прямые параллельные линии, соединенные с соответствующими обводами носовой и хвостовой частями центрального профиля. Передняя кромка крыла в плане образована дугой окружности, центральный угол которой равен 180 градусов, с центром, расположенным на хорде центрального профиля крыла. Задняя кромка крыла в плане выполнена прямолинейной и не стреловидной. Носовая часть крыла в плане, ограниченная передней кромкой крыла, образована путем вращения передней и средней частей центрального профиля, относительно упомянутого центра дуги окружности в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата и проходящей через хорду центрального профиля. Хвостовая часть крыла в плане выполнена прямоугольной и примыкает к носовой части крыла. При этом концевые кромки прямоугольной части крыла сопряжены с передней кромкой носовой части крыла.

Кроме того, крыло может быть выполнено с малым удлинением, составляющим равным или меньшим двух.

Целесообразно, чтобы центральный профиль крыла имел относительную толщину от 12 до 14%.

Наряду с этим вертикальное оперение может состоять из установленного в плоскости симметрии летательного аппарата на концевой части крыла одного вертикального киля, снабженного рулем направления.

Также на верхнем конце вертикального киля может быть установлено горизонтальное оперение.

При этом площадь горизонтального оперения составляет не более 10% от площади крыла.

Предусмотрено, что вертикальное оперение может состоять из разнесенных относительно плоскости симметрии летательного аппарата двух килей, каждый из которых установлен на конце соответствующей консоли прямоугольной части крыла. При этом каждый киль снабжен поворотным рулем направления.

Целесообразно, чтобы кили вертикального оперения были установлены с углом развала от 5 до 15 градусов.

Предусмотрено также, что аэродинамические органы управления могут состоять из двух элевонов, установленных на соответствующих консолях крыла.

Рекомендуется, чтобы каждый элевон был установлен по всей задней кромке соответствующей консоли крыла.

При этом целесообразно, чтобы на задней кромке каждого элевона был установлен щиток, жестко закрепленный под углом 90 градусов по отношению к верхней поверхности элевона.

Наряду с этим рекомендуется, чтобы относительная высота щитка, представляющая отношение высоты щитка к длине хорды элевона, была меньше или равна 0,1.

Также на задней кромке каждого элевона может быть шарнирно закреплен щиток с возможностью его отклонения на 90 градусов вверх и на 90 градусов вниз при повороте относительно задней кромки элевона.

Целесообразно, чтобы центр масс летательного аппарата был расположен впереди аэродинамического фокуса крыла.

Рекомендуется, чтобы мотогондола была размещена в носовой части крыла в плоскости симметрии летательного аппарата.

Предусмотрено, чтобы летательный аппарат был снабжен размещенным в крыле вертикальным кольцевым каналом, центральная ось которого расположена в плоскости симметрии летательного аппарата, и установленным в канале подъемным двигателем с несущим винтом циклически изменяемого шага лопастей.

Кроме того, полезная нагрузка может быть размещена во внутренней полости крыла.

Наряду с этим полезная нагрузка может состоять из функционально связанных между собой аппаратуры наблюдения, приемопередающего блока, приемопередающей антенны, пилотажно-навигационной системы и системы электроснабжения.

На фиг.1 показан вид беспилотного летательного аппарата в плане.

На фиг.2 показана форма и элементы центрального профиля крыла.

Беспилотный летательный аппарат (БПЛА) содержит свободнонесущее крыло (1), снабженное аэродинамическими органами управления (2), вертикальное оперение (3), мотогондолу (4) и по меньшей мере один двигатель с воздушным винтом (5). Двигатель установлен в мотогондоле. БПЛА выполнен по бесфюзеляжной аэродинамической схеме "летающее крыло". Центральный профиль крыла состоит из носовой части (6), средней части (7) и хвостовой части (8). Передняя кромка носовой части центрального профиля выполнена закругленной и отогнутой вниз. Такое конструктивное выполнение передней кромки носовой части профиля практически устраняет явление "гистерезиса" в зависимости коэффициента подъемной силы (Су_а) от угла атаки (α). Обводы хвостовой части центрального профиля выполнены как дугообразные кривые, обращенные вверх выпуклой частью и сходящиеся к задней кромке центрального профиля. Обводы верхнего и нижнего контура средней части центрального профиля выполнены как прямые параллельные линии, соединенные с соответствующими обводами носовой и хвостовой частями центрального профиля. Передняя кромка (9) крыла в плане образована дугой окружности, центральный угол которой равен 180 градусов, с центром, расположенным на хорде (10) центрального профиля крыла. Задняя кромка крыла (11) в плане выполнена прямолинейной и не стреловидной. Это позволяет повысить эффективность аэродинамических органов управления. Носовая часть крыла в плане, ограниченная передней кромкой крыла, образована путем вращения передней и средней частей центрального профиля относительно упомянутого центра дуги окружности в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата и проходящей через хорду центрального профиля. Хвостовая часть крыла в плане выполнена прямоугольной и примыкает к носовой части крыла. При этом концевые кромки (12) прямоугольной части крыла сопряжены с передней кромкой (9) носовой части крыла. Такое конструктивное выполнение крыла, особенно для малогабаритного летательного аппарата, имеет лучшее по сравнению с крыльями других форм распределение циркуляции потока, что обеспечивает высокие значения аэродинамических характеристик. Кроме того, практически исключается возникновение дивергенции крыла.

Применение крыла малого удлинения без изломов кромки и малоразмерных выступающих элементов позволяет затянуть срыв потока до больших углов атаки, обеспечивает улучшение продольной устойчивости и управляемости и позволяет уменьшить коэффициент лобового сопротивления. Поэтому целесообразно, чтобы крыло было выполнено с малым удлинением, составляющим равным или меньшим двух (λ≤2).

Для увеличения подъемной силы целесообразно, чтобы центральный профиль крыла имел относительную толщину от 12 до 14%.

Вертикальное оперение (3) может состоять из одного вертикального киля, снабженного рулем направления. Вертикальное оперение устанавливается в плоскости симметрии летательного аппарата на концевой части крыла. Для увеличения аэродинамического качества ЛА и улучшения продольной балансировки на верхнем конце вертикального киля может быть установлено горизонтальное оперение. При этом площадь горизонтального оперения должна составлять не более 10% от площади крыла.

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик предусмотрено, что вертикальное оперение может состоять из разнесенных относительно плоскости симметрии летательного аппарата двух килей, каждый из которых установлен на конце соответствующей консоли прямоугольной части крыла. При этом каждый киль снабжен поворотным рулем направления. Целесообразно, чтобы кили разнесенного вертикального оперения были установлены с углом развала от 5 до 15 градусов. Такое хвостовое оперение позволяет повысить эффективность его работы путем исключения зоны затенения потока от фюзеляжа при больших углах атаки.

Аэродинамические органы управления (2) могут состоять из двух элевонов, установленных на соответствующих консолях крыла. Для улучшения маневренности летательного аппарата рекомендуется, чтобы каждый элевон был установлен по всей задней кромке соответствующей консоли крыла. При этом целесообразно, для улучшения балансировочных характеристик, чтобы на задней кромке каждого элевона был установлен щиток, жестко закрепленный под углом 90 градусов по отношению к верхней поверхности элевона. Наряду с этим рекомендуется, чтобы относительная высота щитка, представляющая отношение высоты щитка к длине хорды элевона, была меньше или равна 0,1. На задней кромке каждого элевона может быть шарнирно закреплен щиток с возможностью его отклонения на 90 градусов вверх и на 90 градусов вниз при повороте относительно задней кромки элевона.

Для обеспечения устойчивости необходимо, чтобы центр масс летательного аппарата был расположен впереди аэродинамического фокуса крыла. Для уменьшения лобового сопротивления мотогондола должна быть размещена в носовой части крыла в плоскости симметрии летательного аппарата.

Предусмотрено, что летательный аппарат может быть снабжен размещенным в крыле вертикальным кольцевым каналом (13), центральная ось которого расположена в плоскости симметрии летательного аппарата, и установленным в канале подъемным двигателем (14) с несущим винтом циклически изменяемого шага лопастей.

Для уменьшения лобового сопротивления полезная нагрузка может быть размещена во внутренней полости крыла.

В зависимости от полетного задания полезная нагрузка БПЛА может состоять из функционально связанных между собой аппаратуры наблюдения, приемопередающего блока, приемопередающей антенны, пилотажно-навигационной системы и системы электроснабжения.

Беспилотный летательный аппарат функционирует следующим образом.

Производится развертывание наземного пункта дистанционного управления беспилотным летательным аппаратом. Проводится предполетная подготовка БПЛА. Производится пуск БПЛА, например, с мобильной или стационарной стартовой установки. Запуск двигателя при старте осуществляется автоматически или по команде оператора. Полет БПЛА может происходить в соответствии с полетным заданием, как по заданной программе, так и по радиокомандам, передаваемым оператором с наземного пункта дистанционного управления. Наземный пункт дистанционного управления вырабатывает команды, передаваемые по радиоканалу на бортовое радиоэлектронное оборудование, установленное на БПЛА. Эти команды управляют полетом летательного аппарата с помощью пилотажно-навигационной системы, а также, например, дистанционным обзором местности и передачей видео и телеметрической информации через приемопередающую антенну и приемопередающий блок на наземный пункт дистанционного управления.

Управление летательным аппаратом (ЛА) осуществляется с помощью элевонов (2), руля направления, установленного на вертикальном киле, или поворотных рулей направления, установленных на двухкилевом вертикальном оперении (3). Элевоны используются для обеспечения продольной и поперечной управляемости и балансировки ЛА, поскольку они работают как в элеронном режиме, так и в режиме рулей высоты. При отклонении элевонов одновременно в противоположные стороны происходит управление ЛА относительно его продольной оси (для создания крена). При одновременном отклонении элевонов только вверх или только вниз происходит управление ЛА относительно его поперечной оси, т.е. элевоны действуют как руль высоты. Путевая управляемость и балансировка достигаются отклонением руля (рулей) направления.

Поскольку центр масс летательного аппарата расположен впереди аэродинамического фокуса крыла, то увеличение угла атаки, например, вследствие порыва ветра вызовет увеличение подъемной силы. При этом на летательном аппарате относительно центра масс возникнет дополнительный момент, вызывающий пикирование. В результате пикирования происходит уменьшение угла атаки и восстановление заданного направления полета.

Дополнительно устанавливаемый на БПЛА подъемный двигатель обеспечивает вертикальные взлет и посадку, и режим "зависания" летательного аппарата, а также его устойчивость на всех режимах полета.

1. Беспилотный летательный аппарат, содержащий свободнонесущее крыло, снабженное аэродинамическими органами управления, вертикальное оперение, мотогондолу, по меньшей мере один двигатель с воздушным винтом, установленный в мотогондоле, и полезную нагрузку, отличающийся тем, что летательный аппарат выполнен по бесфюзеляжной аэродинамической схеме "летающее крыло", центральный профиль крыла состоит из носовой части, средней части и хвостовой части, передняя кромка носовой части центрального профиля выполнена закругленной и отогнутой вниз, обводы хвостовой части центрального профиля - как дугообразные кривые, обращенные вверх выпуклой частью и сходящиеся к задней кромке центрального профиля, а обводы верхнего и нижнего контуров средней части центрального профиля выполнены как прямые параллельные линии, соединенные с соответствующими обводами носовой и хвостовой частей центрального профиля, передняя кромка крыла в плане образована дугой окружности, центральный угол которой равен 180°, с центром, расположенным на хорде центрального профиля крыла, задняя кромка крыла в плане выполнена прямолинейной и не стреловидной, носовая часть крыла в плане, ограниченная передней кромкой крыла, образована путем вращения передней и средней частей центрального профиля относительно упомянутого центра дуги окружности в плоскости, перпендикулярной плоскости симметрии летательного аппарата и проходящей через хорду центрального профиля, хвостовая часть крыла в плане выполнена прямоугольной и примыкает к носовой части крыла, при этом концевые кромки прямоугольной части крыла сопряжены с передней кромкой носовой части крыла.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что крыло выполнено с малым удлинением, равным или меньшим двух.

3. Летательный аппарат по п.1 или 2, отличающийся тем, что центральный профиль крыла имеет относительную толщину от 12 до 14%.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вертикальное оперение состоит из установленного в плоскости симметрии летательного аппарата на концевой части крыла одного вертикального киля, снабженного рулем направления.

5. Летательный аппарат по п.4, отличающийся тем, что на верхнем конце вертикального киля установлено горизонтальное оперение.

6. Летательный аппарат по п.5, отличающийся тем, что площадь горизонтального оперения составляет не более 10% от площади крыла.

7. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что вертикальное оперение состоит из разнесенных относительно плоскости симметрии летательного аппарата двух килей, каждый из которых установлен на конце соответствующей консоли прямоугольной части крыла, при этом каждый киль снабжен рулем направления.

8. Летательный аппарат по п.7, отличающийся тем, что кили вертикального оперения установлены с углом развала от 5 до 15°.

9. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что аэродинамические органы управления состоят из двух элевонов, установленных на соответствующих консолях крыла.

10. Летательный аппарат по п.9, отличающийся тем, что каждый элевон установлен по всей задней кромке соответствующей консоли крыла.

11. Летательный аппарат по п.9 или 10, отличающийся тем, что на задней кромке каждого элевона установлен щиток, жестко закрепленный под углом 90° по отношению к верхней поверхности элевона.

12. Летательный аппарат по п.11, отличающийся тем, что относительная высота щитка, представляющая отношение высоты щитка к длине хорды элевона, меньше или равна 0,1.

13. Летательный аппарат по п.9 или 10, отличающийся тем, что на задней кромке каждого элевона шарнирно закреплен щиток с возможностью его отклонения на 90° вверх и на 90° вниз при повороте относительно задней кромки элевона.

14. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что центр масс летательного аппарата расположен впереди аэродинамического фокуса крыла.

15. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что мотогондола размещена в носовой части крыла в плоскости симметрии летательного аппарата.

16. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен размещенным в крыле вертикальным кольцевым каналом, центральная ось которого расположена в плоскости симметрии летательного аппарата, и установленным в канале подъемным двигателем с несущим винтом циклически изменяемого шага лопастей.

17. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что полезная нагрузка размещена во внутренней полости крыла.

18. Летательный аппарат по п.14, отличающийся тем, что полезная нагрузка состоит из функционально связанных между собой электронной аппаратуры наблюдения, приемопередающего блока, приемопередающей антенны, пилотажно-навигационной системы и системы электроснабжения.