RU2288140C1 - Unmanned flying vehicle - Google Patents
Unmanned flying vehicle Download PDFInfo
- Publication number
- RU2288140C1 RU2288140C1 RU2005116406/11A RU2005116406A RU2288140C1 RU 2288140 C1 RU2288140 C1 RU 2288140C1 RU 2005116406/11 A RU2005116406/11 A RU 2005116406/11A RU 2005116406 A RU2005116406 A RU 2005116406A RU 2288140 C1 RU2288140 C1 RU 2288140C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- aircraft
- central profile
- tail
- aircraft according
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Toys (AREA)
Abstract
Description
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.The invention relates to aircraft, in particular to special-purpose aircraft, in particular to unmanned aerial vehicles intended for air reconnaissance. The invention can be used in the development of micro and mini unmanned aerial vehicles with a flight speed of 30 to 100 km / h.
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).Known unmanned aerial vehicle (UAV), containing a free-carrying wing, equipped with aerodynamic controls, vertical tail, nacelle and engine installed in the nacelle (RU 2181333 C2, 04/20/2002).
Однако этот БПЛА предназначен для высоких скоростей полета, имеет сложные аэродинамические органы управления и механизацию несущих поверхностей.However, this UAV is designed for high flight speeds, has complex aerodynamic controls and mechanization of bearing surfaces.
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).Known unmanned aerial vehicle containing a free-wing, equipped with aerodynamic controls, vertical tail, a nacelle, at least one engine with a propeller installed in the nacelle, and a payload (RU 2065379 C1, 08.20.1996).
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.In a known aircraft, the wing is articulated from bearing surfaces fixed in the nose and rear parts of the fuselage and forming a closed contour around it, having the shape of a convex polygon. The tail unit is made articulated from bearing surfaces forming the shape of a closed polygon. Engines are installed in the middle of the fuselage on the pylons. The disadvantage of this layout of the aircraft is the low bearing capacity of the wing, poor controllability and difficulty in providing longitudinal and directional stability, as well as the ineffective, due to increased drag, the location of the engines. The design of this UAV is complex and low-tech.
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).An unmanned aerial vehicle (prototype) is also known, which contains, as proposed, a free-wing wing equipped with aerodynamic controls, vertical tail, a nacelle, at least one engine with a propeller installed in the nacelle, and a payload (RU 2213024 C1, 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.The aerodynamic configuration of an unmanned aerial vehicle, known from patent RU 2213024, has two fuselages connected in the rear part by the wing, and in the nose part connected by the front horizontal tail unit, vertical tail and power unit. At the same time, the fuselages in the tail are interconnected by the wing center wing, and keels are installed on each of the fuselages. The wing is triangular with a small constant sweep of the leading edge and with a large elongation (more than 6). The power plant is located on the wing center section between the keels and consists of two engines installed in a nacelle mounted on a pylon.
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 Суа от угла атаки α характерна значительная неоднозначность ("гистерезис") в около критическом диапазоне. При увеличении угла атаки происходит увеличение значений Суа, 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.However, for such an aerodynamic configuration of the aircraft, a characteristic is the deterioration of aerodynamic, maneuvering and flight performance. This is due to the fact that the vertical tail is not effective, because there is a shadowing of the flow of the fuselage when flying at large angles of attack. Also, there is a shadowing of the flow running onto the wing located in front of the wing by the horizontal tail, which also affects the maneuverability and takeoff and landing characteristics of the aircraft. In addition, the used wing is characterized by overflow of the boundary layer from its middle to the end parts and the occurrence of end stalls of the flow even at relatively small angles of attack. At large angles of attack, the angle of inclination of the flow behind the wing increases. As a result of this, the aerodynamic and maneuverability characteristics are deteriorated, because the aerodynamic quality is reduced, the load-bearing properties, stability and controllability of a known aircraft (PA) are deteriorated, especially at large angles of attack. In addition, the known aerodynamic configuration has low load-bearing properties due to the use of a wing with a traditional profile shape that is not optimized for small Reynolds numbers (Re), typical for flying small-sized aircraft (mini- and micro-UAVs). This is explained by the fact that when the flow around the bearing surfaces at small Re numbers occurs during the flight of small aircraft, the dependence of the lift coefficient Su a on the angle of attack α is characterized by significant ambiguity (“hysteresis”) in the near critical range. By increasing the angle of attack is increased as values of Cy, and after separation of the flow from the surface of the wing there is a drop of the lift coefficient, the value of which can not be restored until a substantial reduction in the angle of attack α. To eliminate this undesirable effect, it was necessary to develop a special profile, which differs (among other design features) by the bow of the nose down.
Размещение силовой установки на пилоне (вне фюзеляжа) также ухудшает аэродинамические характеристики известного БПЛА, так как увеличивается лобовое сопротивление летательного аппарата в целом.Placing the power plant on the pylon (outside the fuselage) also affects the aerodynamic characteristics of the known UAV, as the drag of the aircraft as a whole increases.
Кроме того, известный БПЛА имеет сложную конструкцию и пространственную конфигурацию, а следовательно, и низкую технологичность при производстве.In addition, the known UAV has a complex structure and spatial configuration, and consequently, low manufacturability.
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.The objective of the proposed invention is to develop an aerodynamic layout (i.e., in the choice of forms and relative position of individual structural elements - wing, fuselage, plumage, engine, etc.) of a small-sized unmanned aerial vehicle, which provides high aerodynamic and functional (flight technical) characteristics and, in addition, simplicity and high technological design.
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.The specified technical result is achieved by the fact that an unmanned aerial vehicle containing a free-flying wing, equipped with aerodynamic controls, vertical tail, a nacelle and at least one engine with a propeller installed in the nacelle, according to the invention, is made according to the flying wingless aerodynamic design "flying wing" . The central profile of the wing consists of the bow, middle and tail. The front edge of the bow of the Central profile is rounded and bent down. The contours of the tail of the central profile are made as arcuate curves facing the convex part upward and converging to the trailing edge of the central profile. The contours of the upper and lower contours of the middle part of the central profile are made as straight parallel lines connected to the corresponding contours of the bow and tail parts of the central profile. The leading edge of the wing in plan is formed by an arc of a circle, the central angle of which is 180 degrees, with the center located on the chord of the central profile of the wing. The trailing edge of the wing in the plan is made rectilinear and not swept. The fore part of the wing, limited by the leading edge of the wing, is formed by rotating the front and middle parts of the central profile relative to the center of the circular arc in a plane perpendicular to the plane of symmetry of the aircraft and passing through the chord of the central profile. The tail part of the wing is rectangular in plan and is adjacent to the nose of the wing. In this case, the end edges of the rectangular part of the wing mate with the front edge of the nose of the wing.
Кроме того, крыло может быть выполнено с малым удлинением, составляющим равным или меньшим двух.In addition, the wing can be made with a small elongation of equal to or less than two.
Целесообразно, чтобы центральный профиль крыла имел относительную толщину от 12 до 14%.It is advisable that the wing center profile has a relative thickness of 12 to 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.Along with this, the vertical tail can consist of an aircraft installed in the plane of symmetry on the end part of the wing of one vertical keel, equipped with a rudder.
Также на верхнем конце вертикального киля может быть установлено горизонтальное оперение.Also at the upper end of the vertical keel can be installed horizontal tail.
При этом площадь горизонтального оперения составляет не более 10% от площади крыла.Moreover, the area of horizontal plumage is not more than 10% of the wing area.
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.It is envisaged that the vertical tail can consist of two keels spaced apart from the plane of symmetry of the aircraft, each of which is installed at the end of the corresponding console of the rectangular part of the wing. In addition, each keel is equipped with a rotary rudder.
Целесообразно, чтобы кили вертикального оперения были установлены с углом развала от 5 до 15 градусов.It is advisable that the keels of the vertical tail were installed with a camber angle of 5 to 15 degrees.
Предусмотрено также, что аэродинамические органы управления могут состоять из двух элевонов, установленных на соответствующих консолях крыла.It is also envisaged that aerodynamic controls can consist of two elevons mounted on the respective wing consoles.
Рекомендуется, чтобы каждый элевон был установлен по всей задней кромке соответствующей консоли крыла.It is recommended that each elevon be installed along the entire trailing edge of the corresponding wing console.
При этом целесообразно, чтобы на задней кромке каждого элевона был установлен щиток, жестко закрепленный под углом 90 градусов по отношению к верхней поверхности элевона.At the same time, it is advisable that a shield is mounted on the trailing edge of each elevon, which is rigidly fixed at an angle of 90 degrees with respect to the upper surface of the elevon.
Наряду с этим рекомендуется, чтобы относительная высота щитка, представляющая отношение высоты щитка к длине хорды элевона, была меньше или равна 0,1.In addition, it is recommended that the relative height of the flap, representing the ratio of the height of the flap to the length of the elevon chord, be less than or equal to 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.Also, a shield can be pivotally mounted on the trailing edge of each elevon with the possibility of its deflection 90 degrees up and 90 degrees down when turning relative to the trailing edge of the elevon.
Целесообразно, чтобы центр масс летательного аппарата был расположен впереди аэродинамического фокуса крыла.It is advisable that the center of mass of the aircraft was located in front of the aerodynamic focus of the wing.
Рекомендуется, чтобы мотогондола была размещена в носовой части крыла в плоскости симметрии летательного аппарата.It is recommended that the engine nacelle be placed in the nose of the wing in the plane of symmetry of the aircraft.
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.It is envisaged that the aircraft should be equipped with a vertical annular channel located in the wing, the central axis of which is located in the plane of symmetry of the aircraft, and a lifting engine mounted in the channel with a rotor rotor of the rotor blades.
Кроме того, полезная нагрузка может быть размещена во внутренней полости крыла.In addition, the payload can be placed in the inner cavity of the wing.
Наряду с этим полезная нагрузка может состоять из функционально связанных между собой аппаратуры наблюдения, приемопередающего блока, приемопередающей антенны, пилотажно-навигационной системы и системы электроснабжения.Along with this, the payload may consist of functionally interconnected monitoring equipment, a transceiver unit, a transceiver antenna, a flight-navigation system and a power supply system.
На фиг.1 показан вид беспилотного летательного аппарата в плане.Figure 1 shows a plan of an unmanned aerial vehicle.
На фиг.2 показана форма и элементы центрального профиля крыла.Figure 2 shows the shape and elements of the Central profile of the wing.
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 (Суа) 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.An unmanned aerial vehicle (UAV) contains a free-carrying wing (1) equipped with aerodynamic controls (2), vertical tail (3), a nacelle (4) and at least one engine with a propeller (5). The engine is installed in the engine nacelle. The UAV is made according to the flying wingless aerodynamic design. The central wing profile consists of the bow (6), the middle part (7) and the tail (8). The front edge of the bow of the Central profile is rounded and bent down. Such constructive arrangement of the leading edge nose of the profile virtually eliminates the phenomenon of "hysteresis" depending lift coefficient (CY a) the angle of attack (α). The contours of the tail of the central profile are made as arcuate curves facing the convex part upward and converging to the trailing edge of the central profile. The contours of the upper and lower contours of the middle part of the central profile are made as straight parallel lines connected to the corresponding contours of the bow and tail parts of the central profile. The leading edge of the wing (9) in plan is formed by an arc of a circle, the central angle of which is 180 degrees, with the center located on the chord (10) of the central profile of the wing. The trailing edge of the wing (11) in the plan is made rectilinear and not swept. This improves the efficiency of aerodynamic controls. The fore part of the wing, limited by the leading edge of the wing, is formed by rotating the front and middle parts of the central profile relative to the said center of the circular arc in a plane perpendicular to the plane of symmetry of the aircraft and passing through the chord of the central profile. The tail part of the wing is rectangular in plan and is adjacent to the nose of the wing. In this case, the end edges (12) of the rectangular part of the wing mate with the front edge (9) of the nose of the wing. Such a constructive implementation of the wing, especially for a small-sized aircraft, has a better distribution of the flow circulation compared to wings of other forms, which ensures high values of aerodynamic characteristics. In addition, the occurrence of wing divergence is virtually eliminated.
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).The use of a wing of small elongation without kinks and small protruding elements allows you to tighten the stall flow to large angles of attack, improves longitudinal stability and controllability and reduces drag coefficient. Therefore, it is advisable that the wing was made with a small elongation equal to or less than two (λ≤2).
Для увеличения подъемной силы целесообразно, чтобы центральный профиль крыла имел относительную толщину от 12 до 14%.To increase the lifting force, it is advisable that the wing center profile has a relative thickness of 12 to 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.The vertical tail (3) may consist of one vertical keel equipped with a rudder. The vertical tail is installed in the plane of symmetry of the aircraft on the end of the wing. To increase the aerodynamic quality of the aircraft and improve longitudinal balance at the upper end of the vertical keel, horizontal tail can be installed. In this case, the area of horizontal plumage should be no more than 10% of the wing area.
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.To improve the take-off and landing characteristics, it is envisaged that the vertical tail can consist of two keels spaced apart from the plane of symmetry of the aircraft, each of which is installed at the end of the corresponding console of the rectangular part of the wing. In addition, each keel is equipped with a rotary rudder. It is advisable that the keels of the spaced vertical plumage were installed with a camber angle of 5 to 15 degrees. Such a tail fin can improve the efficiency of its work by eliminating the zone of shadowing of the flow from the fuselage at large angles of attack.
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.Aerodynamic controls (2) can consist of two elevons mounted on the respective wing consoles. To improve the maneuverability of the aircraft, it is recommended that each elevon be installed along the entire trailing edge of the corresponding wing console. At the same time, it is advisable, to improve the balancing characteristics, that a shield is mounted on the trailing edge of each elevon, which is rigidly fixed at an angle of 90 degrees with respect to the upper surface of the elevon. In addition, it is recommended that the relative height of the flap, representing the ratio of the height of the flap to the length of the elevon chord, be less than or equal to 0.1. A shield can be pivotally mounted on the trailing edge of each elevon with the possibility of its deflection 90 degrees up and 90 degrees down when turning relative to the trailing edge of the elevon.
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.To ensure stability, it is necessary that the center of mass of the aircraft is located in front of the aerodynamic focus of the wing. To reduce drag, the nacelle should be placed in the nose of the wing in the plane of symmetry of the aircraft.
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.It is envisaged that the aircraft can be equipped with a vertical annular channel (13) located in the wing, the central axis of which is located in the plane of symmetry of the aircraft, and a lifting engine (14) with a rotor of the cyclically variable blade pitch mounted in the channel.
Для уменьшения лобового сопротивления полезная нагрузка может быть размещена во внутренней полости крыла.To reduce drag, payload can be placed in the inner cavity of the wing.
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.Depending on the flight task, the UAV payload may consist of functionally interconnected monitoring equipment, a transceiver unit, a transceiver antenna, a flight-navigation system and a power supply system.
Беспилотный летательный аппарат функционирует следующим образом.Unmanned aerial vehicle operates as follows.
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.A ground-based remote control center for unmanned aerial vehicle is being deployed. UAV pre-flight training is underway. An UAV is launched, for example, from a mobile or stationary launcher. Starting the engine at startup is carried out automatically or at the command of the operator. UAV flight can occur in accordance with the flight task, both according to a given program, and according to radio commands transmitted by the operator from a ground-based remote control point. The ground-based remote control station generates commands transmitted over the air to on-board electronic equipment installed on the UAV. These commands control the flight of the aircraft using the flight-navigation system, as well as, for example, remote viewing of the terrain and transmitting video and telemetry information through a transmit-receive antenna and a transmit-receive unit to a ground control station.
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.The control of the aircraft (LA) is carried out using elevons (2), a rudder mounted on a vertical keel, or rotary rudders mounted on a two-keel vertical tail (3). Elevons are used to provide longitudinal and lateral controllability and balancing of aircraft, since they operate both in aileron mode and in elevator mode. When the elevons are deflected simultaneously in opposite directions, the aircraft is controlled relative to its longitudinal axis (to create a roll). With the simultaneous deviation of the elevons only up or only down, the aircraft is controlled relative to its transverse axis, i.e. elevons act as elevator. Track handling and balancing are achieved by deflecting the rudder (s) of the direction.
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.Since the center of mass of the aircraft is located in front of the aerodynamic focus of the wing, an increase in the angle of attack, for example, due to a gust of wind, will cause an increase in lift. In this case, an additional moment will arise on the aircraft relative to the center of mass, causing a dive. As a result of the dive, the angle of attack decreases and the given flight direction is restored.
Дополнительно устанавливаемый на БПЛА подъемный двигатель обеспечивает вертикальные взлет и посадку, и режим "зависания" летательного аппарата, а также его устойчивость на всех режимах полета.Additionally, a lifting engine installed on the UAV provides vertical take-off and landing, and the mode of "hovering" of the aircraft, as well as its stability in all flight modes.
Claims (18)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005116406/11A RU2288140C1 (en) | 2005-05-31 | 2005-05-31 | Unmanned flying vehicle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2005116406/11A RU2288140C1 (en) | 2005-05-31 | 2005-05-31 | Unmanned flying vehicle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2288140C1 true RU2288140C1 (en) | 2006-11-27 |
Family
ID=37664374
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005116406/11A RU2288140C1 (en) | 2005-05-31 | 2005-05-31 | Unmanned flying vehicle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2288140C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108298064A (en) * | 2017-11-09 | 2018-07-20 | 青岛兰道尔空气动力工程有限公司 | Unconventional yaw control system |
| RU2725567C1 (en) * | 2019-08-29 | 2020-07-02 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Transformable underwater reconnaissance-strike system |
-
2005
- 2005-05-31 RU RU2005116406/11A patent/RU2288140C1/en not_active IP Right Cessation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108298064A (en) * | 2017-11-09 | 2018-07-20 | 青岛兰道尔空气动力工程有限公司 | Unconventional yaw control system |
| CN108298064B (en) * | 2017-11-09 | 2024-04-26 | 青岛兰道尔空气动力工程有限公司 | Unconventional yaw control system |
| RU2725567C1 (en) * | 2019-08-29 | 2020-07-02 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Transformable underwater reconnaissance-strike system |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11305873B2 (en) | Air, sea and underwater tilt tri-rotor UAV capable of performing vertical take-off and landing | |
| US9499266B1 (en) | Five-wing aircraft to permit smooth transitions between vertical and horizontal flight | |
| RU2440916C1 (en) | Aircraft in integral aerodynamic configuration | |
| US7410122B2 (en) | VTOL UAV with lift fans in joined wings | |
| US20070215746A1 (en) | Aircraft Having A Ring-Shaped Wing Structure | |
| US8322650B2 (en) | Aircraft | |
| CN111498109A (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| CN110077588A (en) | It is a kind of can the sea, land and air latent four of VTOL dwell aircraft | |
| CN102126553A (en) | Vertically taking off and landing small unmanned aerial vehicle | |
| US20200247525A1 (en) | Assembly of three composite wings for aerial, water, land or space vehicles | |
| US7350746B2 (en) | Dual hull airship controlled by thrust vectoring | |
| CN108622369A (en) | Morphing aircraft wing structure | |
| KR20210024485A (en) | Tail sitter | |
| CN106672231A (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| US20230086655A1 (en) | Variable-sweep wing aerial vehicle with vtol capabilites | |
| WO2017042291A1 (en) | Aircraft for transport and delivery of payloads | |
| CN108945434A (en) | A kind of ground effect vehicle | |
| KR20210047277A (en) | Tail sitter | |
| CN211107954U (en) | Variant stealth aircraft | |
| RU2288140C1 (en) | Unmanned flying vehicle | |
| RU2699514C1 (en) | Unmanned convertiplane rocket carrier and method for use thereof | |
| CN113511333A (en) | Morphing flying wing type airplane and morphing method thereof | |
| RU42502U1 (en) | UNMANNED AERIAL VEHICLE | |
| CN112722264A (en) | Tail sitting type vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle | |
| RU2604755C1 (en) | Vertical or short takeoff and landing universal unmanned aircraft |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20070601 |