RU2213024C1 - Unmanned flying vehicle (variants) - Google Patents
Unmanned flying vehicle (variants) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2213024C1 RU2213024C1 RU2002119031A RU2002119031A RU2213024C1 RU 2213024 C1 RU2213024 C1 RU 2213024C1 RU 2002119031 A RU2002119031 A RU 2002119031A RU 2002119031 A RU2002119031 A RU 2002119031A RU 2213024 C1 RU2213024 C1 RU 2213024C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- unmanned aerial
- aerial vehicle
- vehicle according
- aircraft
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Body Structure For Vehicles (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Description
Группа изобретений относится к беспилотным летательным аппаратам (БЛА). The group of inventions relates to unmanned aerial vehicles (UAVs).
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. Unmanned aerial vehicles (UAVs) can be used to solve many problems, the implementation of which manned aircraft for various reasons is impractical. Such tasks include monitoring of airspace, land and water surfaces, environmental control, air traffic control, control of maritime navigation, development of communication systems, etc.
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. When monitoring airspace, land and water surfaces, depending on the specific tasks to be solved, aerial photography, monitoring of hydro-, meteorological conditions, atmospheric research, radiometric monitoring of disaster areas, seismic monitoring, inspection of compliance with contractual obligations, monitoring of gas and oil pipelines, power lines can be carried out , geological observations, subsurface sounding of the earth, research of ice conditions, sea waves.
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. The interest in UAVs is caused by their economy during operation, elimination of the risk to the crew’s life, limitations on operational loads determined by the physiological capabilities of a person, and the ability to observe from multiple points for a short period of time.
Особенностью применения БЛА является возможность непрерывного наблюдения поверхности и воздушного пространства при большом удалении объекта наблюдения с помощью различных датчиков. A feature of the UAV application is the possibility of continuous observation of the surface and air space at a large distance of the object of observation using various sensors.
БЛА могут быть применены не только для указанных выше целей, но и для других, например, контроля государственной границы. UAVs can be used not only for the above purposes, but also for others, for example, control of the state border.
Все перечисленное характеризует широкий круг задач, которые весьма эффективно и экономично могут быть решены в случае применения БЛА. All of the above characterizes a wide range of tasks that can be very efficiently and economically solved in the case of using UAVs.
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. The prior art unmanned aerial vehicle (see RF patent 2065379, CL 64 C 39/02, publ. 08/20/1996). The specified aircraft contains a fuselage, two bearing surfaces connected by their ends together, vertical and horizontal tail, engines. One bearing surface is installed in front of the fuselage, and the other bearing surface is located in the tail of the aircraft on a vertical tail - keel. Both bearing surfaces are mounted obliquely to the horizontal plane of the fuselage and connected to each other in such a way that they form the shape of a regular polygon, such as a rhombus, from the condition of ensuring the same resolution in all directions of the radiation pattern. At the junction of the bearing surfaces are additional consoles. The horizontal plumage consists of the front and tail. The front horizontal tail is placed parallel to the bearing surface installed in the nose of the fuselage, and the tail horizontal tail is made articulated from the bearing surfaces, forming the shape of a closed polygon. The engines are located in the middle of the fuselage on the pylons with the possibility of rotation in a vertical plane. The aircraft is equipped with radar equipment, a control and information processing unit, transmitting and receiving units. Antennas are located inside the wing and horizontal plumage and are made of two types - passive, i.e. working in signal reception mode, and active. The disadvantage of this scheme is the low bearing capacity of the wing, which does not allow to provide the required aerodynamic quality and, accordingly, the required flight duration.
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. Also known is an unmanned aerial vehicle developed by Northrop Grumman (see AVIATION WEEK & SPACE TECHNOLOGY, November 20, 2000, p. 52). This aircraft has a wing, which consists of two bearing surfaces - the front, fixed in the nose of the fuselage, and the rear, mounted in the rear of the fuselage of the aircraft. Thus, the wing is made in the form of a rhombus, along the larger diagonal of which there is a fuselage with a power plant. At the joints of the bearing surfaces, the wing consoles are fixed to each other. The aircraft has a V-shaped vertical tail. This unmanned aircraft is equipped with a set of equipment for monitoring the airspace, collecting and accumulating data, communications and data transmission to the ground. The disadvantage of this scheme is the large sweep of the front and rear bearing surfaces, which reduces the aerodynamic quality of the wing. In addition, the power plant, consisting of a single engine, reduces the reliability of the aircraft.
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. Also known is an aircraft comprising two fuselages connected to each other by three bearing surfaces. The nasal parts of the aircraft are connected by the front horizontal tail. In the middle part of the fuselage are connected by the wing center section. In front of the center wing is an additional bearing surface. Moreover, the front horizontal tail, additional bearing surface and wing are spaced in height relative to the horizontal construction of the aircraft. The vertical tail is made of two keels mounted on the tail beams of the fuselage. The power plant consists of two engines located on the wing center section. The specified aircraft is described in RF patent 2104226, class. B 64 C 39/04, publ. 02/10/1998. The disadvantages of this aircraft is the installation of keels on remote tail beams, which increases the weight of the structure, and in addition, worsens the flutter characteristics of the aircraft.
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 240o. 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.Closest to the proposed aircraft is an aircraft developed by Boeing (see Technical Information TsAGI 24 for 1990). The specified unmanned aerial vehicle is made of two fuselages, interconnected in the bow of one bearing surface, and the second bearing surface in the rear. The power plant is made of two engines installed in the rear fuselage behind the second bearing surface. At the ends of the second bearing surface, end aerodynamic surfaces are mounted. The described aircraft has a phased array radar. The performance of the aircraft two-fuselage and the location of the power plant with pushing screws in the rear of the fuselage improves the radar and provides a view of 240 o . The disadvantage of this scheme is that it does not provide all-round visibility for the radar, as a result of which the radar cannot work quite efficiently, take-off and landing characteristics are deteriorated, since the angles of attack are limited by small values due to the removal of the rear parts of the fuselages with engines beyond the rear edge of the second bearing surface.
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. The proposed group of inventions is aimed at creating UAVs with high flight performance that satisfy the requirements for altitude and duration of flight. In addition, aircraft must be remotely piloted and carry out a flight according to a given program, carry on board a set of target equipment (a block of sensing and transmitting devices) designed to perform a task, such as monitoring airspace in any weather.
Также варианты предлагаемого изобретения (беспилотного летательного аппарата) направлены на создание БЛА, обеспечивающих круговой обзор по азимуту для эффективной работы целевого оборудования. Also, variants of the invention (unmanned aerial vehicle) are aimed at creating UAVs providing a circular view in azimuth for the effective operation of the target equipment.
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. According to the first embodiment, the indicated technical result is achieved in that the unmanned aerial vehicle contains two fuselages, interconnected in the rear part of the wing, and in the nose of the front horizontal tail, vertical tail, power plant and landing gear. The fuselages in the tail are interconnected by the wing center section and do not extend beyond the trailing edge of the wing. The front horizontal tail is made with low elongation.
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. The vertical tail is made of two keels, set at an angle to the plane of symmetry of the aircraft on the wing center section. The keels are mounted on the wing center wing when viewed from the front obliquely to each other.
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. An unmanned aerial vehicle may have a fairing connected to the keels. The ratio of the largest transverse dimension of the fairing to its length is in the range from 0.18 to 0.35.
В одной из модификаций силовая установка расположена на центроплане крыла между килями. In one of the modifications, the power plant is located on the wing center section between the keels.
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. The wing is trapezoidal with a large elongation, and the wing consoles are installed with a positive angle to the transverse V. The wing has a trailing edge mechanization. The front horizontal tail also has mechanization.
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. The contour of the cross section of the fuselage is made in the form of a convex polygon. The chassis of the aircraft is made four-support. Each fuselage has two landing gear mounts. The front supports are made wheel, and the rear - ski.
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. According to the second embodiment, the technical result is achieved by the fact that the unmanned aerial vehicle contains two fuselages, interconnected in the rear part of the wing, and in the nose of the front horizontal tail, vertical tail, consisting of two keels, power plant and landing gear. The fuselages are interconnected in the rear of the wing center section. The vertical tail is mounted on the wing center section and is made of two keels inclined to each other, connected to the fairing. One keel or both keels are pivotally mounted on the wing center section with the possibility of rotation about an axis parallel to the axis of symmetry of the aircraft. One of the keels is connected to the fairing with the possibility of a connector. The front horizontal plumage has a small elongation. The power plant is located on the center section of the wing between the keels.
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. The wing is installed relative to the fuselage in such a way that the tail of the fuselage does not extend beyond the trailing edge of the wing. The wing is trapezoidal with great elongation, and the wing consoles are installed with a positive angle to the transverse V. The wing has a mechanization located on the trailing edge of the wing. Also, the front horizontal tail is equipped with mechanization.
Отношение наибольшего поперечного размера обтекателя к его длине находится в диапазоне от 0,18 до 0,35. The ratio of the largest transverse dimension of the fairing to its length is in the range from 0.18 to 0.35.
Фюзеляжи в поперечном сечении выполнены в виде выпуклого многоугольника. The fuselages in cross section are made in the form of a convex polygon.
Шасси летательного аппарата выполнено четырехопорным. На каждом фюзеляже установлены по две опоры шасси. Передние опоры шасси выполнены колесными, а задние - лыжными. The chassis of the aircraft is made four-support. Each fuselage has two landing gear mounts. The front landing gear supports are wheeled and the rear ones are made ski.
Отличительные особенности предлагаемой группы изобретений более подробно излагаются в нижеприведенном описании в сочетании с сопутствующими чертежами. Distinctive features of the proposed group of inventions are described in more detail in the following description in combination with the accompanying drawings.
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).The drawings show:
figure 1 is a top view of an unmanned aerial vehicle (1st option);
in FIG. 2 - front view of the proposed aircraft (1st option);
figure 3 is a side view of the aircraft (1st option);
figure 4 is a top view of one of the possible modifications of the aircraft;
figure 5 is a top view of an unmanned aerial vehicle (2nd option);
figure 6 is a front view of the aircraft (2nd option);
Fig.7 is a side view of the aircraft (2nd option);
on Fig is a rear view of the aircraft (2nd option).
Описываемые варианты самолета предназначены для длительного барражирования на больших высотах. Самолеты используются в комплексе с наземным центром управления, связи и обработки информации. The described variants of the aircraft are designed for long barrage at high altitudes. Aircraft are used in conjunction with the ground control center, communications and information processing.
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. The unmanned aerial vehicle according to the first embodiment (see Fig. 1, 2) has two fuselages 1. The fuselages 1 are interconnected by two bearing
Одна из несущих поверхностей 2 расположена в хвостовой части летательного аппарата, по своей функции она является крылом. One of the bearing surfaces 2 is located in the tail of the aircraft, in its function it is a wing.
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. Another bearing
Следует отметить, что фюзеляжи 1 при компоновке не выходят за заднюю кромку крыла 2, расположенного в хвостовой части летательного аппарата. It should be noted that the fuselages 1 during the layout do not go beyond the trailing edge of the
Описываемая компоновка является разновидностью аэродинамической схемы "утка" и обеспечивает уменьшение потерь на продольную балансировку, повышение аэродинамического качества самолета. The described arrangement is a kind of aerodynamic configuration "duck" and provides a reduction in loss of longitudinal balancing, increasing the aerodynamic quality of the aircraft.
Применение переднего горизонтального оперения (ПГО) 3 повышает жесткость, а также позволяет уменьшить нагрузки, действующие на фюзеляжи 1. The use of front horizontal tail (PGO) 3 increases stiffness, and also reduces the load acting on the fuselage 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. Structurally, each fuselage 1 of the aircraft consists of two longitudinal compartments - internal 4 and external 5, - separated by a longitudinal vertical wall. In the internal compartments 4 are located on-board electronic equipment, elements of power supply systems and air cooling. In the
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. Wing 2 (see Fig. 1) is located in the rear part of the aircraft and is made of three parts interconnected by operational and technological connectors:
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. The connection of the fuselage 1 with each other by the
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.Depending on the modification of the described version of the layout of the aircraft on the
The
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. The front
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. In the above arrangement (see FIGS. 1, 2), the
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). In the described arrangement, the
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. The
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. In the case of installation of
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. The
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. A four-landing gear is installed on the aircraft (see Fig. 3). Two
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. The above embodiment of the aircraft, as indicated earlier, can be modified. The layout of the modification is shown in figure 4. In this arrangement, the aircraft contains two fuselages 1, interconnected by two bearing surfaces 2 (wing) and 3 (front horizontal tail) so that when viewed from above, a frame structure in the form of a rectangle is formed.
Крыло 2 расположено в хвостовой части летательного аппарата, а переднее горизонтальное оперение 3 соединяет носовые части фюзеляжей 1. The
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. In this modification, the
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). Wing 2 (see figure 4) is also made of three parts interconnected by operational and technological connectors:
На центроплане 6 также расположены узлы крепления вертикального оперения 8 и силовой установки 9. On the
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. The
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. The vertical tail 8 (see figure 4) consists of two keels installed on the
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. Also, the
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. On the
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. According to the second embodiment, the proposed unmanned aerial vehicle (see FIGS. 5, 6) also has two fuselages 1. The fuselages 1 are interconnected by two bearing
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. Structurally, each fuselage 1 consists of two longitudinal compartments - internal 4 and external 5, - separated by a longitudinal vertical wall. In the internal compartments 4 are located on-board electronic equipment, elements of power supply systems and air cooling. In the
Одна из несущих поверхностей 2 расположена в хвостовой части летательного аппарата. One of the bearing surfaces 2 is located in the tail of the aircraft.
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. Another bearing
Такая компоновка является разновидностью аэродинамической схемы "утка" и обеспечивает уменьшение потерь на продольную балансировку, повышение аэродинамического качества самолета. This arrangement is a kind of aerodynamic configuration "duck" and provides a reduction in losses on the longitudinal balancing, increasing the aerodynamic quality of the aircraft.
Применение переднего горизонтального оперения (ПГО) 3 повышает жесткость, а также позволяет уменьшить нагрузки, действующие на фюзеляжи 1. The use of front horizontal tail (PGO) 3 increases stiffness, and also reduces the load acting on the fuselage 1.
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. The bearing surface 2 (see figure 5) is located in the rear of the aircraft and is made of three parts interconnected by operational and technological connectors: the
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. Attachments of the
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. The
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. The front
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. The vertical tail 8 (see FIGS. 5, 6) consists of two keels mounted on the
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. One
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. The fairing 14 (Fig.7, 8) with one
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. As was said, on the
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. A four-landing gear is installed on the aircraft (see Fig. 7). Two
Внутренние отсеки самолета и по первому варианту, и по второму варианту исполнения используются для размещения различного полетного и целевого оборудования. The internal compartments of the aircraft in the first embodiment and in the second embodiment are used to accommodate various flight and target equipment.
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. For any of the proposed aircraft, the target equipment usually includes some kind of passive sensing device, for example an infrared detector (s) - a heat finder, a television camera (s), a camera, etc., and / or active devices, such as radio communication equipment , radar station (s), side-scan radar, etc.
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. The flight equipment also includes navigation equipment, an onboard computer, a flight control system, information reception and transmission equipment designed to transmit data received by the receiving device in real time, as well as to receive control commands, an information recorder, an onboard power supply source, and a system air cooling, anti-icing system.
Отсеки летательных аппаратов, в которых установлено электронное оборудование, выполнены из радиопрозрачного материала. The aircraft compartments in which the electronic equipment is installed are made of radiolucent material.
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. The following is an example of the use of an aircraft made according to the first embodiment. The use of an aircraft manufactured according to the second embodiment, and its flight are carried out similarly to the first embodiment.
Полет самолета осуществляется следующим образом. The flight of the aircraft is as follows.
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. On the ground, before the start, they carry out the necessary maintenance: check and refuel the aircraft systems, enter the necessary data into the on-board computer, and prepare on-board electronic equipment.
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. A fully prepared aircraft with
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. In the process of launch and flight, the
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. The balancing and control in the longitudinal channel are carried out simultaneously by
Путевая устойчивость представляемого летательного аппарата, не имеющего хвостовых балок, обеспечивается V-образностью консолей крыла 2, а для второго варианта летательного аппарата также и Λ-образностью вертикального оперения 8. The directional stability of the represented aircraft, which does not have tail beams, is provided by the V-shape of the wing consoles 2, and for the second version of the aircraft also the Λ-shape of the
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. Management in the side channel is carried out by the rudder 15 (for the second version of the aircraft, rudders 15) located on the
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 установленной на самолете аппаратурой, определяется составом бортового комплекса целевого оборудования и сферой применения конкретного летательного аппарата. After takeoff, the aircraft flies to the mission area, upon reaching which the target equipment begins to work. In the area of the mission, the aircraft follows a certain path, depending on the task. For example, during aerial photography, the trajectory is located above the area of interest. The nature of the information collected by the equipment installed on the aircraft is determined by the composition of the on-board complex of the target equipment and the scope of application of a particular aircraft.
По окончании рассчитанного времени полета самолет производит снижение к месту базирования, а затем посадку. Посадка осуществляется при помощи финишера, представляющего собой систему из 3-х или 4-х тросов, расположенных поперек движения самолета на высоте, допускающей их перекат колесами или лыжами летательного аппарата. Троса через систему блоков крепятся к двум платформам на автомобильном шасси. При посадке самолет пересекает натянутые троса, проходя через них колесами и лыжами шасси, и зацепляется за один из тросов заранее выпущенным гаком, расположенным за центром тяжести самолета. Трос передает усилие на платформы, которые, перемещаясь по грунту, затормаживают самолет. Весь процесс посадки происходит в автоматическом режиме. В случае необходимости возможен переход на ручное управление с пульта на земле. At the end of the calculated flight time, the aircraft descends to its base, and then lands. Landing is carried out using the finisher, which is a system of 3 or 4 cables located across the aircraft at a height that allows them to roll wheels or skis of the aircraft. Ropes through a system of blocks are attached to two platforms on a car chassis. When landing, the plane crosses the tensioned cables, passing through them with wheels and skis of the landing gear, and hooks on one of the cables with a pre-released hook located behind the center of gravity of the aircraft. The cable transfers force to the platforms, which, moving along the ground, brake the aircraft. The whole landing process takes place automatically. If necessary, it is possible to switch to manual control from the remote control on the ground.
После посадки производится необходимое послеполетное обслуживание самолета. After landing, the necessary after-flight maintenance of the aircraft is performed.
Применение любого варианта описанного летательного аппарата позволяет проводить многоспектральный мониторинг воздушного пространства, земной и водной поверхностей в режиме реального времени. The use of any variant of the described aircraft allows multispectral monitoring of airspace, land and water surfaces in real time.
Обе компоновки летательного аппарата компактны, экономичны в эксплуатации и обслуживании, более безопасны в полете и имеют высокие летно-технические характеристики. Для развертывания системы не требуется больших площадей, самолет мобилен в развертывании. Both aircraft layouts are compact, economical in operation and maintenance, safer in flight and have high flight performance. To deploy the system does not require large areas, the aircraft is mobile in deployment.
Описанная реализация изобретения является частной иллюстрацией. Имеются и другие варианты и модификации, кроме приведенных, которые могут быть сделаны специалистами в рассматриваемой области техники. The described implementation of the invention is a private illustration. There are other options and modifications, in addition to the above, which can be made by specialists in this field of technology.
Claims (22)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002119031A RU2213024C1 (en) | 2002-07-18 | 2002-07-18 | Unmanned flying vehicle (variants) |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2002119031A RU2213024C1 (en) | 2002-07-18 | 2002-07-18 | Unmanned flying vehicle (variants) |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2213024C1 true RU2213024C1 (en) | 2003-09-27 |
| RU2002119031A RU2002119031A (en) | 2004-03-20 |
Family
ID=29777823
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002119031A RU2213024C1 (en) | 2002-07-18 | 2002-07-18 | Unmanned flying vehicle (variants) |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2213024C1 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011002331A1 (en) * | 2009-07-02 | 2011-01-06 | Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут" | Small unmanned aircraft system |
| RU2499740C2 (en) * | 2012-02-10 | 2013-11-27 | Открытое акционерное общество "Таганрогский Авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" | Shipborne and land-base radar patrol and guidance aircraft |
| RU2502641C1 (en) * | 2012-06-07 | 2013-12-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Twin-fuselage rotorcraft drone |
| RU2601669C2 (en) * | 2011-09-15 | 2016-11-10 | Снекма | Turbojet engine measuring circuit monitoring system |
-
2002
- 2002-07-18 RU RU2002119031A patent/RU2213024C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Техническая информация ЦАГИ, 1990, №24, с. 8. * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2011002331A1 (en) * | 2009-07-02 | 2011-01-06 | Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут" | Small unmanned aircraft system |
| RU2473455C2 (en) * | 2009-07-02 | 2013-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" (ОАО "Корпорация "Иркут") | Compact drone system |
| RU2601669C2 (en) * | 2011-09-15 | 2016-11-10 | Снекма | Turbojet engine measuring circuit monitoring system |
| RU2499740C2 (en) * | 2012-02-10 | 2013-11-27 | Открытое акционерное общество "Таганрогский Авиационный научно-технический комплекс им. Г.М. Бериева" | Shipborne and land-base radar patrol and guidance aircraft |
| RU2502641C1 (en) * | 2012-06-07 | 2013-12-27 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Twin-fuselage rotorcraft drone |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2002119031A (en) | 2004-03-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8540183B2 (en) | Aerovehicle system including plurality of autogyro assemblies | |
| US5145129A (en) | Unmanned boom/canard propeller v/stol aircraft | |
| EP1924495B1 (en) | Modular articulated-wing aircraft | |
| US9010683B2 (en) | Rail recovery system for aircraft | |
| US8646719B2 (en) | Marine vessel-towable aerovehicle system with automated tow line release | |
| US9038941B2 (en) | Towable autogyro system having repositionable mast responsive to center of gratvity calculations | |
| US20120267472A1 (en) | Air vehicle | |
| US20150136897A1 (en) | Aircraft, preferably unmanned | |
| US20160214717A1 (en) | Combination of unmanned aerial vehicles and the method and system to engage in multiple applications | |
| US20070215746A1 (en) | Aircraft Having A Ring-Shaped Wing Structure | |
| CA2970190C (en) | Aerodynamically shaped, active towed body | |
| KR20150090992A (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| WO2007086055A1 (en) | Aircraft landing method, system and device | |
| IL176200A (en) | Unmanned air vehicle system | |
| CN107539453A (en) | A kind of low-latitude flying operation unmanned plane and its control system and application | |
| CN207417155U (en) | A kind of aerial dispensing and the aerocraft system of recycling unmanned plane | |
| US20040031880A1 (en) | Aircraft and propulsion system for an aircraft, and operating method | |
| RU2213024C1 (en) | Unmanned flying vehicle (variants) | |
| RU2748623C1 (en) | Small-sized unmanned aircraft system | |
| RU2710317C1 (en) | Air missile system with an unmanned percussive aircraft helicopter | |
| RU2694251C2 (en) | Device for takeoff and landing of an unmanned aerial aircraft | |
| Lesonen et al. | Landing methods of unmanned aerial vehicle | |
| US20220404271A1 (en) | Airborne Remote Sensing with Towed Sensor Units | |
| RU225258U1 (en) | Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle "InfraScan" | |
| RU2758620C1 (en) | Suspended undocked aircraft container with steerable parachute system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20130527 |