RU2492118C1

RU2492118C1 - Device to jettison hinged fuel tank

Info

Publication number: RU2492118C1
Application number: RU2012110332/11A
Authority: RU
Inventors: Борис Александрович Крестинин
Priority date: 2012-03-20
Filing date: 2012-03-20
Publication date: 2013-09-10

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering, particularly, to jettisonable hinged fuel tanks. Proposed device front and rear jettison assemblies with parallel turning axles to set hinged fuel tank at an angle to drone airframe lengthwise axis. Rear jettison assy comprises two equal-length pivot levers with two swivel axles at their ends. Front swivel axles are secured at hinged fuel tank structural elements at equal distance from said front assy while rear pivot lever axles run in bearings attached to drone airframe. Note here that the length of rear jettison assy pivot axles is smaller than that of front jettison assy pivot lever.

EFFECT: higher safety of from fuel tank jettisoning.

2 cl, 3 dwg

Description

Заявляемое изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов, в частности к устройствам механического сброса навесных топливных баков в полете. Бак перед сбрасыванием устанавливается под углом к продольной оси беспилотного летательного аппарата (БПЛА).The claimed invention relates to the equipment of aircraft, in particular to devices for mechanical discharge of mounted fuel tanks in flight. Before dropping the tank is installed at an angle to the longitudinal axis of the unmanned aerial vehicle (UAV).

За прототип принято изобретение «Беспилотный летательный аппарат с дополнительными сбрасываемыми навесными топливными баками», патент RU №2244663 от 24.06.2003, класс МПК: B64D 37/02, 37/12.The invention “Unmanned aerial vehicle with additional discharged mounted fuel tanks” was adopted as a prototype, patent RU No. 224663 dated 06.24.2003, IPC class: B64D 37/02, 37/12.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с существенными признаками заявляемого устройства сброса навесного топливного бака, являются следующие: элементы конструкции навесного топливного бака и корпуса беспилотного летательного аппарата содержат размещенные на элементах конструкции навесного топливного бака и корпуса беспилотного летательного аппарата, симметрично плоскости, проходящей через их продольные оси, передний и задний, в продольном направлении по полету, узлы сброса, разъемно соединенные с корпусом беспилотного летательного аппарата посредством опор, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, содержащие параллельно расположенные оси поворота, для установки навесного топливного бака под углом к продольной оси корпуса беспилотного летательного аппарата перед сбрасыванием, причем, передний, в продольном направлении по полету, узел сброса содержит силовой привод, размещенный на элементах конструкции навесного топливного бака, со штоком, поворотный рычаг с осями поворота на своих концах, с передней в продольном направлении по полету, осью поворота, закрепленной на элементах конструкции навесного топливного бака, промежуточной осью поворота на поворотном рычаге, связанной со штоком силового привода, и задней, в продольном направлении по полету, осью поворота, расположенной в опоре, скрепленной с корпусом беспилотного летательного аппарата, причем, передний и задний, в продольном направлении по полету, узлы сброса выполнены с возможностью отделения их от опор, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, при выпущенном штоке силового привода.The essential features of the prototype, which coincide with the essential features of the inventive mounted fuel tank discharge device, are as follows: the structural components of the mounted fuel tank and the body of the unmanned aerial vehicle contain structural elements of the mounted fuel tank and the body of the unmanned aerial vehicle, symmetrical to the plane passing through their longitudinal axes , front and rear, in the longitudinal direction of the flight, reset nodes, detachably connected to the body of the unmanned the aircraft by means of supports fastened to the body of the unmanned aerial vehicle, containing parallel axis of rotation, for mounting the hinged fuel tank at an angle to the longitudinal axis of the body of the unmanned aerial vehicle before dropping, and, the front, in the longitudinal direction along the flight, the reset unit contains a power drive placed on the structural elements of the outboard fuel tank, with a rod, a pivot arm with pivot axes at its ends, from the front in the longitudinal direction along fly, a pivot axis mounted on structural elements of the mounted fuel tank, an intermediate pivot axis on a pivot arm associated with a power actuator rod, and a rear, longitudinal flight direction, pivot axis located in a support fastened to the body of an unmanned aerial vehicle, , front and rear, in the longitudinal direction along the flight, the reset nodes are made with the possibility of separating them from the supports fastened to the body of the unmanned aerial vehicle, with the power drive rod released.

Недостатком известного устройства является то, что задний, в продольном направлении по полету, узел сброса выполнен в виде ползунов, закрепленных на элементах конструкции навесного топливного бака, и направляющих, закрепленных на корпусе БПЛА, по которым эти ползуны скользят. При включении силового привода передняя, в продольном направлении по полету, часть навесного топливного бака, начнет отходить от корпуса БПЛА за счет поворотного рычага переднего узла сброса. Задняя, в продольном направлении по полету, часть навесного топливного бака, начнет скользить своими ползунами, закрепленными на элементах конструкции навесного топливного бака, составляющими часть заднего в продольном направлении по полету узла сброса, по направляющим, закрепленным на корпусе БПЛА, устанавливая весь навесной топливный бак под углом к продольной оси БПЛА. Движение по направляющим в непосредственной близости к корпусу БПЛА задней, в продольном направлении по полету, части навесного топливного бака, изменяющей еще и свое угловое положение к продольной оси БПЛА при этом, как и значительные площади участвующих в контакте поверхностей по всей длине направляющих уменьшают вероятность безопасного сброса навесного топливного бака.A disadvantage of the known device is that the rear, in the longitudinal direction along the flight, dump unit is made in the form of sliders mounted on structural elements of the mounted fuel tank, and guides mounted on the UAV body along which these sliders slide. When the power drive is turned on, the front, in the longitudinal direction of flight, part of the hinged fuel tank will begin to move away from the UAV housing due to the rotary lever of the front reset unit. The rear, in the longitudinal direction in flight, part of the outboard fuel tank will begin to slide with its sliders fixed to the structural elements of the outboard fuel tank, which will be part of the rear in the longitudinal direction in flight of the discharge unit, along the rails fixed on the UAV body, installing the entire outboard fuel tank at an angle to the longitudinal axis of the UAV. The movement along the guides in the immediate vicinity of the UAV case of the rear, in the longitudinal direction along the flight, part of the hinged fuel tank, which also changes its angular position to the longitudinal axis of the UAV at the same time, as well as significant areas of surfaces involved in the contact along the entire length of the guides, reduce the likelihood of safe dumping the outboard fuel tank.

Технической задачей, на решение которой направлено заявляемое устройство сброса навесного топливного бака, является увеличение вероятности безопасного сброса навесного топливного бака, при его расположении на корпусе БПЛА сверху, снизу или сбоку. Это происходит за счет уменьшения площади участвующих в контакте поверхностей, в заднем, в продольном направлении по полету, узле сброса и установки навесного топливного бака перед сбрасыванием под углом к продольной оси БПЛА с одновременным перемещением его от оси корпуса БПЛА.The technical problem to be solved by the claimed device for dumping an outboard fuel tank is to increase the likelihood of a safe discharge of an outboard fuel tank when it is located on the UAV casing from above, from below or from the side. This occurs due to the reduction in the area of the surfaces involved in the contact, in the rear, in the longitudinal direction along the flight, dumping unit and installing the hinged fuel tank before dropping at an angle to the longitudinal axis of the UAV while moving it from the axis of the UAV body.

Для достижения названного технического результата, в заявляемом устройстве сброса навесного топливного бака, задний в продольном направлении по полету узел сброса содержит два поворотных рычага одинаковой длины с двумя осями поворота на своих концах, причем передние, в продольном направлении по полету, оси поворота их закреплены на элементах конструкции навесного топливного бака на одинаковом расстоянии от переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса, а задние, в продольном направлении по полету, оси поворота этих поворотных рычагов расположены в опорах, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, а длина поворотных рычагов заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса выполнена меньшей длины поворотного рычага переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса.To achieve the named technical result, in the inventive device for dumping a hinged fuel tank, the rear knot in the longitudinal direction along the flight contains two rotary levers of the same length with two axes of rotation at their ends, the front ones, in the longitudinal direction along the flight, their rotation axes are fixed on structural elements of the mounted fuel tank at the same distance from the front, in the longitudinal direction along the flight, dump unit, and the rear, in the longitudinal direction along the flight, the rotation axis of these rotations levers are located in the supports fastened to the body of the unmanned aerial vehicle, and the length of the rear levers in the longitudinal direction of flight of the reset unit is made shorter than the length of the front rotary lever in the longitudinal direction of flight of the reset unit.

Как вариант исполнения устройства, передний и задний, в продольном направлении по полету, узлы сброса выполнены в виде двух раздвоенных, с тремя осями поворота каждый, разнонаправленных поворотных рычагов неодинаковой длины, и три передние, в продольном направлении по полету, оси поворота раздвоенных поворотных рычагов скреплены с элементами конструкции дополнительного навесного топливного бака, и три задние, в продольном направлении по полету, оси поворота раздвоенных поворотных рычагов расположены в опорах, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, и выполнены с возможностью отделения раздвоенных поворотных рычагов от опор корпуса беспилотного летательного аппарата при выпущенном штоке силового привода, причем, длина раздвоенного поворотного рычага заднего в продольном направлении по полету узла сброса выполнена меньшей длины раздвоенного поворотного рычага переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса.As an embodiment of the device, front and rear, in the longitudinal direction along the flight, the dumping units are made in the form of two bifurcated, with three axes of rotation each, multidirectional rotary levers of unequal length, and three front axles, in the longitudinal direction along the flight, of the axis of rotation of the split rotary levers fastened with structural elements of an additional mounted fuel tank, and three rear axles in the longitudinal direction along the flight, the rotation axes of the bifurcated rotary levers are located in supports fixed to the body without the pilot aircraft, and are configured to separate the bifurcated rotary levers from the supports of the body of the unmanned aerial vehicle with the power actuator rod extended, moreover, the length of the bifurcated rotary lever of the rear in the longitudinal direction along the flight of the reset unit is made smaller than the length of the bifurcated rotary lever in the longitudinal direction along flight, reset node.

Отличительными признаками заявляемого устройства сброса навесного топливного бака является то, что задний, в продольном направлении по полету, узел сброса содержит два поворотных рычага одинаковой длины с двумя осями поворота на своих концах, причем передние, в продольном направлении по полету, оси поворота их закреплены на элементах конструкции навесного топливного бака на одинаковом расстоянии от переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса, а задние, в продольном направлении по полету, оси поворота этих поворотных рычагов расположены в опорах, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, а длина поворотных рычагов заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса выполнена меньшей длины поворотного рычага переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса.Distinctive features of the inventive device for dumping a hinged fuel tank is that the rear, in the longitudinal direction of flight, the reset unit contains two rotary levers of the same length with two axes of rotation at their ends, and the front, in the longitudinal direction of flight, the axis of rotation is fixed to structural elements of the mounted fuel tank at the same distance from the front, in the longitudinal direction along the flight, dump unit, and the rear, in the longitudinal direction along the flight, the axis of rotation of these rotary growls s are arranged in supports fastened to the body of an unmanned aircraft, and the length of the swivel arms adjustable in the longitudinal direction of flight, a reset node configured at the front of the pivot arm length in the longitudinal direction of flight, a reset node.

Кроме того, дополнительными отличительными признаками могут быть то, что передний и задний, в продольном направлении по полету, узлы сброса выполнены в виде двух раздвоенных, с тремя осями поворота каждый, разнонаправленных поворотных рычагов неодинаковой длины, и три передние, в продольном направлении по полету, оси поворота раздвоенных поворотных рычагов скреплены с элементами конструкции навесного топливного бака, и три задние, в продольном направлении по полету, оси поворота раздвоенных поворотных рычагов расположены в опорах, скрепленных с корпусом беспилотного летательного аппарата, и выполнены с возможностью отделения раздвоенных поворотных рычагов от опор корпуса беспилотного летательного аппарата при выпущенном штоке силового привода, причем, длина раздвоенного поворотного рычага заднего в продольном направлении по полету узла сброса выполнена меньшей длины раздвоенного поворотного рычага переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса.In addition, additional distinguishing features may be that the front and rear, in the longitudinal direction of flight, reset units are made in the form of two bifurcated, with three axes of rotation each, multidirectional pivoting levers of unequal length, and three front, in the longitudinal direction of flight , the rotation axes of the bifurcated rotary levers are fastened to the structural elements of the mounted fuel tank, and the three rear axles in the longitudinal direction along the flight, the rotation axes of the bifurcated rotary levers are located in the supports, flush with the body of the unmanned aerial vehicle, and made with the possibility of separating the bifurcated rotary levers from the supports of the body of the unmanned aerial vehicle with the actuator rod extended, moreover, the length of the bifurcated rotary lever of the rear in the longitudinal direction along the flight of the reset unit is made shorter than the length of the bifurcated front lever, in longitudinal direction in flight, dump unit.

Заявляемое устройство сброса навесного топливного бака от корпуса БПЛА в полет может найти применение в конструкциях БПЛА со сбрасываемыми навесными топливными баками, расположенными сверху, сбоку или снизу корпуса БПЛА и устанавливаемыми перед сбрасыванием под углом к продольной оси корпуса БПЛА.The inventive device for dumping the mounted fuel tank from the UAV body into flight can be used in UAV designs with resettable mounted fuel tanks located on the top, side, or bottom of the UAV body and installed before dropping at an angle to the longitudinal axis of the UAV body.

Сущность заявляемого изобретения поясняется прилагаемыми чертежами.The essence of the invention is illustrated by the accompanying drawings.

На фиг.1 показан вид сбоку на БПЛА с установленным навесным топливным баком, с частично вскрытой наружной обшивкой и местными разрезами. Пунктирной линией показано положение навесного топливного бака при отделении его от корпуса БПЛА. Осевыми линиями показаны траектории движения концов поворотных рычагов до отделения навесного топливного бака от корпуса БПЛА.Figure 1 shows a side view of a UAV with a mounted hinged fuel tank, with partially opened outer skin and local cuts. The dashed line shows the position of the hinged fuel tank when it is separated from the UAV body. The axial lines show the trajectories of the ends of the rotary levers to separate the hinged fuel tank from the UAV body.

На фиг.2 показан вид сверху на фиг.1 с местными разрезами.Figure 2 shows a top view of figure 1 with local cuts.

На фиг.3 показан вариант размещения на навесном топливном баке и корпусе БПЛА раздвоенных поворотных рычагов с тремя осями поворота каждый, переднего и заднего, в продольном направлении по полету, узлов сброса с местными разрезами, вид сверху.Figure 3 shows a variant of placement on the hinged fuel tank and UAV case of bifurcated rotary levers with three axes of rotation each, front and rear, in the longitudinal direction along the flight, dump units with local cuts, top view.

Устройство сброса навесного топливного бака от корпуса БПЛА содержит установленные на элементах конструкции навесного топливного бака 1 и корпуса 2 БПЛА расположенные симметрично плоскости, проходящей через их продольные оси, передний 3 и задний 4, в продольном направлении по полету, узлы сброса, с параллельно расположенными своими осями поворота. Передний, в продольном направлении по полету, узел сброса 3 содержит размещенный на оси поворота 5, закрепленной на элементах конструкции навесного топливного бака 1, силовой привод 6, со штоком 7, поворотный рычаг 8, с двумя осями поворота, передней 9, в продольном направлении по полету, и задней 10 на своих концах и промежуточной осью поворота 11, связанной со штоком 7 силового привода 6. Передняя, в продольном направлении по полету, ось поворота 9 закреплена на элементах конструкции навесного топливного бака 1, а задняя, в продольном направлении по полету, ось поворота 10 размещена в опоре 12, скрепленной с корпусом 2 БПЛА. Задняя, в продольном направлении по полету, ось поворота 10 выполнена с возможностью отделения поворотного рычага 8 от опоры 12, скрепленной с корпусом 2 БПЛА, при выпущенном штоке 7 силового привода 6. Задний, в продольном направлении по полету, узел сброса 4 содержит два поворотных рычага 13 и 14 одинаковой длины, выполненные с двумя осями поворота на своих концах, которые установлены на одинаковом расстоянии от переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3. Передние, в продольном направлении по полету, оси поворота 15 и 16 поворотных рычагов 13 и 14 закреплены на элементах конструкции навесного топливного бака 1, а задние, в продольном направлении по полету, оси поворота 17 и 18 поворотных рычагов 13 и 14 размещены в опорах 19 и 20, скрепленных с корпусом 2 БПЛА. Задние, в продольном направлении по полету, оси поворота 17 и 18 поворотных рычагов 13 и 14 выполнены с возможностью отделения этих поворотных рычагов от опор 19 и 20, скрепленных с корпусом 2 БПЛА, при выпущенном штоке 7 силового привода 6. Длина поворотных рычагов 13 и 14 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 выполнена меньшей длины поворотного рычага 8 переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3. Все оси поворота 5, 9, 10, 11, 15, 16, 17, и 18 переднего 3 и заднего 4 узлов сброса выполнены параллельными между собой и перпендикулярными плоскости, проходящей через продольные оси навесного топливного бака 1 и корпуса 2 БПЛА.The device for dumping the hinged fuel tank from the UAV casing contains mounted on the structural elements of the hinged fuel tank 1 and the UAV casing 2 located symmetrically to the plane passing through their longitudinal axes, front 3 and rear 4, in the longitudinal direction along the flight, discharge units, with their parallel rotation axes. The front, in the longitudinal direction along the flight, dumping unit 3 contains located on the pivot axis 5, mounted on the structural elements of the mounted fuel tank 1, the power drive 6, with the rod 7, the pivot arm 8, with two pivot axes, the front 9, in the longitudinal direction along the flight, and the rear 10 at its ends and the intermediate axis of rotation 11, connected with the rod 7 of the power drive 6. The front, in the longitudinal direction in flight, the axis of rotation 9 is mounted on the structural elements of the outboard fuel tank 1, and the rear, in the longitudinal direction along flight, the rotation axis 10 is placed in the support 12, fastened to the UAV body 2. The rear, in the longitudinal direction along the flight, pivot axis 10 is configured to separate the pivot arm 8 from the support 12, fastened to the UAV body 2, with the actuator rod 7 released. Rear, in the longitudinal direction along the flight, the reset unit 4 contains two rotary levers 13 and 14 of the same length, made with two axes of rotation at their ends, which are installed at the same distance from the front, longitudinally along the flight, reset unit 3. Front, longitudinally along the flight, rotary axes 15 and 16 levers 13 and 14 are fixed on the structural elements of the mounted fuel tank 1, and the rear, in the longitudinal direction along the flight, pivot axis 17 and 18 of the rotary levers 13 and 14 are placed in the supports 19 and 20, fastened to the UAV body 2. The rear, in the longitudinal direction in flight, pivot axes 17 and 18 of the pivoting arms 13 and 14 are configured to separate these pivoting arms from the supports 19 and 20, fastened to the UAV body 2, with the actuator stem 7 being released 6. The length of the pivoting arms 13 and 14 of the rear, in the longitudinal direction along the flight, reset unit 4 is made shorter than the length of the rotary lever 8 of the front, in the longitudinal direction along the flight, the reset unit 3. All axis of rotation 5, 9, 10, 11, 15, 16, 17, and 18 of the front 3 and rear 4 dump nodes made parallel to each other and perpendicular yarnymi plane passing through the longitudinal axis of the attachment of the fuel tank 1 and frame 2 of the UAV.

В варианте, представленном на фиг.3, устройство сброса содержит установленные симметрично плоскости, проходящей через продольные оси навесного топливного бака 1 и корпуса 2 БПЛА, передний 3 и задний 4, в продольном направлении по полету, узлы сброса, с параллельно расположенными своими поворотными осями. Эти узлы сброса выполнены в виде двух раздвоенных разнонаправленных поворотных рычагов 21 и 22 с тремя осями поворота: 23, 24, 25 и 26, 27, 28 каждый. Длины раздвоенных участков между осями 24, 23 и 25, 23 поворотного рычага 21 переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3 выполнены одинаковыми и содержат промежуточную ось поворота 29, расположенную между ними, связанную со штоком 7 силового привода 6.In the embodiment shown in FIG. 3, the reset device comprises a symmetrical plane passing through the longitudinal axis of the hinged fuel tank 1 and the UAV body 2, front 3 and rear 4, in the longitudinal direction along the flight, dump units, with their rotary axes located parallel . These reset nodes are made in the form of two bifurcated multidirectional pivoting levers 21 and 22 with three rotation axes: 23, 24, 25 and 26, 27, 28 each. The lengths of the bifurcated sections between the axes 24, 23 and 25, 23 of the front swing arm 21, in the longitudinal direction along the flight, of the reset unit 3 are made identical and contain an intermediate rotation axis 29 located between them, connected with the rod 7 of the power drive 6.

Длины раздвоенных участков между осями 26, 28 и 27, 28 поворотного рычага 22 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 выполнены тоже одинаковыми. Передние, в продольном направлении по полету, оси поворота 23 и 26,27 поворотных рычагов 21 и 22 закреплены на элементах конструкции навесного топливного бака 1, а задние, в продольном направлении по полету, оси поворота: 24, 25 и 28 поворотных рычагов 21 и 22 размещены в опорах 30, 31 и 32, скрепленных с корпусом 2 БПЛА. Задние, в продольном направлении по полету, оси поворота: 24, 25 и 28 поворотных рычагов 21 и 22 выполнены с возможностью отделения этих поворотных рычагов от опор 30, 31 и 32, скрепленных с корпусом 2 БПЛА, при выпущенном штоке 7 силового привода 6. Длина поворотного раздвоенного рычага 22 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 выполнена меньшей длины поворотного раздвоенного рычага 21 переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3.The lengths of the bifurcated sections between the axes 26, 28 and 27, 28 of the pivot arm 22 of the rear, in the longitudinal direction in flight, of the reset unit 4 are also the same. The front, in the longitudinal direction along the flight, pivot axes 23 and 26.27 of the pivoting levers 21 and 22 are fixed on the structural elements of the mounted fuel tank 1, and the rear, in the longitudinal direction along the flight, pivot axes: 24, 25 and 28 of the pivoting levers 21 and 22 are placed in the supports 30, 31 and 32, fastened to the UAV case 2. The rear, in the longitudinal direction along the flight, pivot axes: 24, 25 and 28 of the pivoting arms 21 and 22 are configured to separate these pivoting arms from the supports 30, 31 and 32, fastened to the UAV body 2, with the rod 7 of the power drive 6 released. The length of the rotary bifurcated lever 22 of the rear, in the longitudinal direction along the flight, dump unit 4 is made smaller than the length of the rotary bifurcated lever 21 of the front, in the longitudinal direction along the flight, reset unit 3.

Описанное устройство по п.1 формулы заявляемого изобретения работает следующим образом. Когда навесной топливный бак 1 становится уже ненужным и даже лишним, подается команда на его сброс, при этом включается силовой привод 6 поворотного рычага 8 переднего в продольном направлении по полету узла сброса 3. Шток 7 выдвигается из силового привода 6, и воздействует через промежуточную ось поворота 11 на поворотный рычаг 8, вращая его относительно передней оси поворота 9. Учитывая, что задняя ось поворота 10 рычага 8 расположена в опоре 12 корпуса 2 БПЛА, вращение рычага 8 в осях поворота 9, 10, 11 вызывает изменение его угла наклона по отношению к корпусу 2 БПЛА. Носовая часть навесного топливного бака 1, связанная с рычагом 8 осью поворота 9, закрепленной на элементах конструкции корпуса навесного топливного бака 1, начнет подниматься над корпусом 2 БПЛА. То же самое будет происходить и с поворотными рычагами 13 и 14 заднего 4 узла сброса, которые, поворачиваясь в своих осях поворота 15 и 16, закрепленных на элементах конструкции корпуса навесного топливного бака 1, и в осях поворота 17 и 18 опор 19, 20, скрепленных с корпусом 2 БПЛА, будут приподнимать хвостовую часть навесного топливного бака 1 от корпуса 2 БПЛА, с одновременным отводом ее в направлении, противоположном полету БПЛА.The described device according to claim 1 of the claims of the claimed invention works as follows. When the hinged fuel tank 1 becomes already unnecessary and even redundant, a command is sent to reset it, and the power drive 6 of the rotary lever 8 of the forward frontal flight direction of the reset unit 3 is turned on. The stem 7 extends from the power drive 6 and acts through the intermediate axis turn 11 on the pivot arm 8, rotating it relative to the front pivot axis 9. Given that the rear pivot axis 10 of the arm 8 is located in the support 12 of the UAV body 2, rotation of the arm 8 in the pivot axes 9, 10, 11 causes a change in its angle of inclination with respect to to the body 2 of the UAV. The fore part of the outboard fuel tank 1, connected with the lever 8 by the pivot axis 9, mounted on the structural elements of the outboard fuel tank 1 body, will begin to rise above the UAV case 2. The same will happen with the rotary levers 13 and 14 of the rear 4 dump unit, which, turning in their axis of rotation 15 and 16, mounted on the structural elements of the body of the outboard fuel tank 1, and in the axis of rotation 17 and 18 of the supports 19, 20, fastened to the UAV case 2, they will lift the tail of the hinged fuel tank 1 from the UAV case 2, with its simultaneous removal in the direction opposite to the UAV flight.

Поворотные рычаги 8 и 13 переднего 3 и заднего 4 узлов сброса со своими передними, в продольном направлении по полету, осями поворота 9 и 15, положение которых жестко зафиксировано элементами конструкции корпуса навесного топливного бака 1, а задние, в продольном направлении по полету, оси поворота 10, и 17 поворотных рычагов 8 и 13 размещены в опорах 12 и 19, положение которых жестко зафиксировано корпусом 2 БПЛА, образуют шарнирно-поворотный четырехзвенный рычажный механизм, роль звеньев которого выполняют два поворотных рычага 8, 13, переднего 3 и заднего 4, в продольном направлении по полету узлов сброса, и участки конструкции корпуса навесного топливного бака 1 между осями поворота 9, 15 и участки конструкции корпуса 2 БПЛА между опорами 12 и 19. Второй рычаг 14 заднего узла сброса 4 вместе с рычагом 8 и осями поворота 9 и 16, положение которых жестко зафиксировано элементами конструкции корпуса навесного топливного бака 1, а задние, в продольном направлении по полету, оси поворота 10, и 18 поворотных рычагов 8 и 14 размещены в опорах 12 и 20, положение которых жестко зафиксировано корпусом 2 БПЛА, тоже образуют шарнирно-поворотный четырехзвенный рычажный механизм, роль звеньев которого выполняют два поворотных рычага 8, 14 и участки конструкции корпуса навесного топливного бака 1 между осями поворота 9, 16, и участки конструкции корпуса 2 БПЛА между опорами 12 и 20. Т.к. эти два шарнирно-поворотных четырехзвенных рычажных механизма расположены симметрично плоскости, проходящей через продольные оси навесного топливного бака 1 и корпуса 2 БПЛА, то они образуют конструкцию, меняющую свое положение в пространстве. Концы поворотных рычагов 8, 13 и 14 надо располагать в сферических подшипниках на осях поворота 9, 15, 16, закрепленных на элементах конструкции навесного топливного бака 1, что уменьшит влияние отклонений изготовления и сборки на процесс отделения навесного топливного бака 1 от корпуса 2 БПЛА. Навесной топливный бак 1 в этих сферических подшипниках будет самоустанавливаться в пространстве при отделении его от корпуса 2 БПЛА, а как он будет отделяться, симметрично плоскости, проходящей через оси навесного топливного бака 1 и корпуса 2 БПЛА, или с перекосом относительно этой плоскости, значения это уже не имеет.Swing levers 8 and 13 of the front 3 and rear 4 dump units with their front axles in the longitudinal direction in flight, rotation axes 9 and 15, the position of which is rigidly fixed by the structural elements of the hinged fuel tank body 1, and the rear axles in the longitudinal direction in flight along the axis rotation 10, and 17 of the rotary levers 8 and 13 are placed in the supports 12 and 19, the position of which is rigidly fixed by the UAV body 2, form a pivot-rotary four-link lever mechanism, the role of the links of which are performed by two rotary levers 8, 13, front 3 and rear its 4, in the longitudinal direction along the flight of the dumping units, and sections of the structure of the hinged fuel tank body 1 between the rotation axes 9, 15 and sections of the structure of the UAV case 2 between the supports 12 and 19. The second lever 14 of the rear dumping unit 4 together with the lever 8 and the axes turning 9 and 16, the position of which is rigidly fixed by the structural elements of the hinged fuel tank housing 1, and the rear axles, in the longitudinal direction along the flight, of the turning axis 10, and 18 of the rotary levers 8 and 14 are placed in the supports 12 and 20, the position of which is rigidly fixed by the housing 2 UAV, also about a pivotable four-link linkage mechanism is formed, the role of the links of which is performed by two pivoting levers 8, 14 and sections of the hinged fuel tank body structure 1 between the rotation axes 9, 16, and sections of the UAV case structure 2 between supports 12 and 20. Since these two articulated-rotary four-link lever mechanisms are located symmetrically to the plane passing through the longitudinal axis of the hinged fuel tank 1 and the UAV body 2, they form a structure that changes its position in space. The ends of the pivoting levers 8, 13 and 14 must be located in spherical bearings on the pivot axes 9, 15, 16, mounted on the structural elements of the outboard fuel tank 1, which will reduce the effect of manufacturing and assembly deviations on the process of separating the outboard fuel tank 1 from the UAV body 2. The mounted fuel tank 1 in these spherical bearings will self-install in space when it is separated from the UAV case 2, and how it will be separated, symmetrically to the plane passing through the axes of the mounted fuel tank 1 and the UAV case 2, or skewed relative to this plane, the values are no longer has.

Через три точки можно провести только одну плоскость, поэтому в заявляемом устройстве сброса положение навесного топливного бака 1 полностью определено относительно трех поворотных рычагов 8, 13, 14 за счет трех осей поворота 9, 15, 16, закрепленных на элементах конструкции корпуса навесного топливного бака 1. Положение в пространстве самих трех поворотных рычагов 8, 13, 14 полностью определено за счет трех опор 12, 19, 20, скрепленных с корпусом 2 БПЛА, и в которых размещены оси поворота 10, 17, 18 трех поворотных рычагов 8, 13, 14. Появление в узлах сброса 3 или 4, между навесным топливным баком 1 и корпусом 2 БПЛА, еще дополнительных точек контакта, больше трех, усложнит конструкцию узлов сброса 3 или 4, повысит требования к точности при обработке длины поворотных рычагов 8, 13, 14, усложнит сборку навесного топливного бака 1 с корпусом 2 БПЛА, и может вызвать появление зазоров или дополнительных напряжений в деталях узлов сброса 3 или 4 при их работе.Through three points, only one plane can be drawn, therefore, in the inventive reset device, the position of the mounted fuel tank 1 is fully defined relative to the three pivoting levers 8, 13, 14 due to the three pivot axes 9, 15, 16, mounted on the structural elements of the body of the mounted fuel tank 1 The position in the space of the three rotary levers 8, 13, 14 themselves is completely determined by the three supports 12, 19, 20, fastened to the UAV body 2, and in which the rotation axes 10, 17, 18 of the three rotary levers 8, 13, 14 are located Appears in Reset Nodes 3 or 4 , between the hinged fuel tank 1 and the UAV case 2, there are more than three additional contact points, will complicate the design of the dumping units 3 or 4, will increase accuracy requirements when processing the length of the pivot arms 8, 13, 14, and will complicate the assembly of the hinged fuel tank 1 with the hull 2 UAVs, and can cause the appearance of gaps or additional stresses in the details of reset units 3 or 4 during their operation.

Применение в устройстве сброса дополнительного навесного топливного бака шарнирно-поворотного четырехзвенного рычажного механизма позволяет уже в первый момент движения штока 7 силового привода 6 отводить под углом к продольной оси корпуса 2 БПЛА весь навесной топливный бак 1 с увеличением зазора между ним и корпусом 2 БПЛА. В конце движения штока 7 силового привода 6 навесной топливный бак 1 находится уже на значительном расстоянии от корпуса 2 БПЛА, и хвостовая часть его может даже находиться за кормовым срезом корпуса 2 БПЛА, что повышает вероятность безопасного сброса навесного топливного бака, и чего нет у прототипа.The use of an articulated swivel four-link linkage mechanism in the dumping device of an additional mounted fuel tank allows already at the first moment of movement of the rod 7 of the power drive 6 to divert the entire mounted fuel tank 1 at an angle to the longitudinal axis of the UAV case 2 with an increase in the gap between it and the UAV case 2. At the end of the movement of the rod 7 of the power drive 6, the mounted fuel tank 1 is already at a considerable distance from the UAV body 2, and its tail part may even be located behind the aft section of the UAV body 2, which increases the likelihood of a safe discharge of the mounted fuel tank, and which the prototype does not have .

Для отделения осей поворота 10, 17, 18 поворотных рычагов 8, 13, 14 от опор 12, 19, 20, скрепленных с корпусом 2 БПЛА, при сбросе дополнительного навесного топливного бака 1 эти опоры могут выполняться, например, в виде петли, охватывающей оси поворота 10, 17, 18, с вырезом по ширине этих осей поворота, совпадающим с направлением движения рычагов 8, 13, 14 при их отделении от корпуса 2 БПЛА (см., например, патент России №2244663 фиг.6). Для уменьшения ширины выреза в каждой петле опор 12, 19, 20, на части каждой из осей поворота 10, 17, 18 можно выполнять лыски, делающие ширину оси в этом месте равной ширине выреза в петле опоры, расположение которых совпадает с направлением движения рычагов 8, 13, 14 при их отделении от корпуса 2 БПЛА (см., например, патент RU №2244663 фиг.7).To separate the rotation axes 10, 17, 18 of the pivoting levers 8, 13, 14 from the supports 12, 19, 20, fastened to the UAV body 2, when dumping the additional hinged fuel tank 1, these supports can be performed, for example, in the form of a loop covering the axes rotation 10, 17, 18, with a cutout along the width of these rotation axes, coinciding with the direction of movement of the levers 8, 13, 14 when they are separated from the UAV case 2 (see, for example, Russian patent No. 224663 of FIG. 6). To reduce the width of the cutout in each loop of the supports 12, 19, 20, flats can be made on the part of each of the rotation axes 10, 17, 18, making the width of the axis in this place equal to the width of the cutout in the support loop, the arrangement of which coincides with the direction of movement of the levers 8 , 13, 14 when they are separated from the UAV case 2 (see, for example, patent RU No. 224663 of Fig. 7).

Длина поворотных рычагов 13, 14 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 выполнена меньшей длины поворотного рычага 8 переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3, поэтому носовая часть навесного топливного бака 1 будет отходить от корпуса 2 БПЛА больше, чем хвостовая часть навесного топливного бака 1, при выдвижении штока 7 силового привода 6, устанавливая весь навесной топливный бак 1 под углом к корпусу 2 БПЛА. После выхода штока 7 силового привода 6 поворотные рычаги 8, 13, 14 устанавливают навесной топливный бак 1 под углом к корпусу 2 БПЛА и обтекающему БПЛА потоку воздуха, при этом поворотный рычаг 8 переднего узла сброса 3 перестает оказывать давление отталкивания осью поворота 10 на опору 12, скрепленную с корпусом 2 БПЛА. В результате установки навесного топливного бака 1 под углом к обтекающему БПЛА потоку воздуха аэродинамическая сила действия на него потока воздуха (Fa на фиг.1) также направлена под углом к направлению полета и обтекающему потоку воздуха и состоит из двух составляющих (см. фиг.1) - силы Fy, отводящей навесной топливный бак 1 от корпуса 2 БПЛА в перпендикулярном направлении, и силы Fx, сносящей навесной топливный бак 1 в противоположном полету БПЛА направлении. Навесной топливный бак 1, установленный под углом к продольной оси корпуса 3 БПЛА, подхватывается обтекающим БПЛА потоком воздуха, при этом поворотные рычаги 8, 13, 14 с поворотными осями 10, 17, 18 отделяются от опор 12, 19, 20, скрепленных с корпусом 2 БПЛА, и бак уходит в свободный полет. Навесной топливный бак 1 перемещается в диагональном направлении силы Fa с увеличением расстояния от корпуса 2 БПЛА, и благодаря этому при отделении обеспечивается исключение взаимодействия концов поворотных рычагов 8, 13, 14 с осями 10, 17, 18 с элементами корпуса 2 БПЛА, т.е. увеличивается вероятность безопасного сброса навесного топливного бака 1 от БПЛА, что особенно важно при больших скоростях полета и нестационарных характеристиках обтекающего БПЛА потоков воздуха.The length of the rotary levers 13, 14 of the rear, in the longitudinal direction in flight, reset unit 4 is made shorter than the length of the rotary lever 8 of the front, in the longitudinal direction in flight, of the reset unit 3, so the bow of the hinged fuel tank 1 will depart from the UAV body 2 more, than the tail of the hinged fuel tank 1, when extending the rod 7 of the power drive 6, setting the entire hinged fuel tank 1 at an angle to the hull 2 of the UAV. After the rod 7 of the power actuator 6 exits, the rotary levers 8, 13, 14 set the hinged fuel tank 1 at an angle to the UAV body 2 and the air flow around the UAV, while the rotary lever 8 of the front reset unit 3 ceases to exert pushing pressure by the rotation axis 10 onto the support 12 fastened to the UAV case 2. As a result of the installation of the mounted fuel tank 1 at an angle to the flow of air around the UAV, the aerodynamic force of the air flow on it (Fa in Fig. 1) is also directed at an angle to the direction of flight and the flow around the air flow and consists of two components (see Fig. 1 ) - the force Fy, leading the hinged fuel tank 1 from the UAV body 2 in the perpendicular direction, and the force Fx, carrying the hinged fuel tank 1 in the opposite direction to the UAV flight. The hinged fuel tank 1, mounted at an angle to the longitudinal axis of the UAV case 3, is picked up by the flow of air around the UAV, while the rotary arms 8, 13, 14 with the rotary axes 10, 17, 18 are separated from the supports 12, 19, 20 attached to the housing 2 UAVs, and the tank goes into free flight. The mounted fuel tank 1 moves in the diagonal direction of the force Fa with increasing distance from the UAV body 2, and due to this, separation of the ends of the rotary levers 8, 13, 14 with the axes 10, 17, 18 with the elements of the UAV body 2 is eliminated. . the likelihood of a safe discharge of the hinged fuel tank 1 from the UAV increases, which is especially important at high flight speeds and unsteady characteristics of the flowing air UAV.

Поскольку обтекающий корпус 2 БПЛА поток воздуха присутствует со всех сторон корпуса 2 вокруг его оси, на навесной топливный бак 1, расположенный вдоль корпуса 2 сбоку или снизу БПЛА и установленный предлагаемым устройством по п.1 или п.2 под углом к оси корпуса 2 и обтекающего БПЛА потока воздуха, также будут действовать силы Fx и Fy, обеспечивая безопасный сброс навесного топливного бака 1 и в этих случаях расположения навесного топливного бака 1 относительно корпуса 2 БПЛА.Since the airflow around the UAV body 2 is present on all sides of the body 2 around its axis, a mounted fuel tank 1 located along the body 2 on the side or bottom of the UAV and installed by the proposed device according to claim 1 or claim 2 at an angle to the axis of the body 2 and the air flow around the UAV will also be affected by the forces Fx and Fy, providing a safe discharge of the hinged fuel tank 1 and in these cases the location of the hinged fuel tank 1 relative to the UAV body 2.

Устройство сброса по п.2 работает аналогичным способом, как и устройство по п.1, с той лишь разницей, что боковая жесткость трехопорной конструкции поворотных раздвоенных рычагов 21, 22 всегда будет больше боковой жесткости двухопорной конструкции (поворотный рычаг 8), или даже четырехопорной конструкции (не связанные между собой в боковом направлении поворотные рычаги 13 и 14). Это происходит за счет разнесения симметрично плоскости, проходящей через продольные оси навесного топливного бака 1 и корпуса 2 БПЛА, двух осей поворота каждого узла сброса задних, в продольном направлении по полету, осей поворота 24, 25 у поворотного раздвоенного рычага 21 переднего узла сброса 3, и передних, в продольном направлении по полету, осей поворота 26, 27 у поворотного раздвоенного рычага 22 заднего узла сброса 4.The reset device according to claim 2 works in a similar way as the device according to claim 1, with the only difference being that the lateral stiffness of the three-support structure of the rotary bifurcated levers 21, 22 will always be greater than the lateral rigidity of the two-support structure (rotary lever 8), or even four-support structures (not connected laterally between the rotary levers 13 and 14). This is due to the symmetrical spacing of the plane passing through the longitudinal axis of the hinged fuel tank 1 and the UAV body 2, the two rotation axes of each rear dump assembly, in the longitudinal direction along the flight, the rotation axes 24, 25 at the rotary bifurcated lever 21 of the front dump assembly 3, and front, in the longitudinal direction along the flight, pivot axes 26, 27 at the rotary bifurcated lever 22 of the rear reset assembly 4.

Разнесенные задние, в продольном направлении по полету, оси поворота 24, 25 у поворотного раздвоенного рычага 21 переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3 связаны между собой корпусом 2 БПЛА, находящимся между ними, и вместе с участками поворотного раздвоенного рычага 21 между осями поворота 23, 24 и 23, 25 образуют жесткую в боковом направлении замкнутую треугольную конструкцию, с вершиной треугольника в оси поворота 23 и основанием треугольника, расположенным между осями поворота 24 и 25.Spaced rear, in the longitudinal direction in flight, pivot axis 24, 25 at the rotary bifurcated lever 21 of the front, in the longitudinal direction in flight, reset unit 3 are interconnected by the UAV casing 2 located between them, and together with the sections of the rotary bifurcated lever 21 between the rotation axes 23, 24 and 23, 25 form a laterally rigid closed triangular structure, with the top of the triangle in the rotation axis 23 and the base of the triangle located between the rotation axes 24 and 25.

Разнесенные передние, в продольном направлении по полету, оси поворота 26, 27 у поворотного раздвоенного рычага 22 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4, связаны между собой участками конструкции корпуса навесного топливного бака, находящимся между ними, и вместе с участками поворотного раздвоенного рычага 22 между осями поворота 26, 28 и 27, 28 образуют жесткую в боковом направлении замкнутую треугольную конструкцию, с вершиной треугольника в оси поворота 28 и основанием треугольника, расположенным между осями поворота 26 и 27. Размещение вершин этих треугольников в разные стороны, или расположение раздвоенных концов поворотных рычагов 21 и 22 с их осями поворота 24, 25, 26 и 27 навстречу друг другу, позволяет иметь заявляемому устройству сброса только три точки контакта на навесном топливном баке 1, и только три точки контакта на корпусе 2 БПЛА, что позволяет навесному топливному баку 1 занимать в пространстве при сбросе более устойчивое положение по сравнению с положением навесного топливного бака 1, изображенном на фиг.1, 2.Spaced front, in the longitudinal direction in flight, pivot axis 26, 27 at the rotary bifurcated lever 22 of the rear, in the longitudinal direction in flight, of the reset unit 4, are interconnected by sections of the hinged fuel tank housing structure located between them, and together with sections of the rotary the bifurcated lever 22 between the rotation axes 26, 28 and 27, 28 form a laterally rigid closed triangular structure, with the top of the triangle in the rotation axis 28 and the base of the triangle located between the rotation axes 26 and 27. P the placement of the vertices of these triangles in different directions, or the location of the bifurcated ends of the pivoting levers 21 and 22 with their pivot axes 24, 25, 26 and 27 towards each other, allows the claimed reset device to have only three contact points on the mounted fuel tank 1, and only three the contact point on the UAV case 2, which allows the hinged fuel tank 1 to occupy a more stable position in space when dumping compared to the position of the hinged fuel tank 1 shown in figures 1, 2.

Расположение осей поворота 24, 25 (двух осей поворота, вместо одной), и 28 поворотных раздвоенных рычагов 21, 22 на элементах конструкции навесного топливного бака 1, а осей поворота 23 и 26, 27 (двух осей поворота, вместо одной), на корпусе 2 БПЛА (см. фиг.3), повлечет за собой, при прочих равных условиях, увеличение габаритных размеров обтекателя носовой части в конструкции навесного топливного бака 1, а, значит, и его веса. Поэтому такое размещение поворотных раздвоенных рычагов 21, 22 нежелательно, как и размещение силового привода 6 на элементах заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 вызовет усложнение конструкции хвостовой части навесного топливного бака и увеличение его веса.The location of the rotation axes 24, 25 (two rotation axes, instead of one), and 28 rotary bifurcated levers 21, 22 on the structural elements of the mounted fuel tank 1, and the rotation axes 23 and 26, 27 (two rotation axes, instead of one), on the body 2 UAV (see Fig. 3), entailing, other things being equal, an increase in the overall dimensions of the nose cowl in the design of the outboard fuel tank 1, and, therefore, its weight. Therefore, this arrangement of the rotary bifurcated levers 21, 22 is undesirable, as well as the placement of the power drive 6 on the elements of the rear, in the longitudinal direction in flight, dumping unit 4 will complicate the design of the tail of the outboard fuel tank and increase its weight.

Для устранения «мертвых точек» при работе шарнирно-поворотного четырехзвенного рычажного механизма необходимо, чтобы при убранном штоке 7 силового привода 6, передние, в продольном направлении по полету, оси поворота 15, 16 поворотных рычагов 13, 14 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 располагались выше плоскости, проходящей через ось поворота 10 поворотного рычага 8 и оси поворота 17, 18 поворотных рычагов 13 и 14 (см. фиг.1, 2). Для варианта исполнения, изображенного на фиг.3, оси поворотов 26, 27 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4 должны располагаться выше плоскости, проходящей через оси поворотов 24, 25 поворотного раздвоенного рычага 21 переднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 3, и ось поворота 28 поворотного раздвоенного рычага 22 заднего, в продольном направлении по полету, узла сброса 4.To eliminate the "dead spots" during the operation of the articulated-four-link linkage mechanism, it is necessary that when the rod 7 of the power actuator 6 is removed, the front axles in the longitudinal direction along the flight, the axis of rotation 15, 16 are the rotary levers 13, 14 rear, in the longitudinal direction along the flight , dump unit 4 were located above the plane passing through the axis of rotation 10 of the pivot arm 8 and the pivot axis 17, 18 of the pivot arms 13 and 14 (see FIGS. 1, 2). For the embodiment depicted in FIG. 3, the axis of turns 26, 27 of the rear, in the longitudinal direction along the flight, the reset unit 4 should be located above the plane passing through the axis of turns 24, 25 of the rotary bifurcated front lever 21, in the longitudinal direction along the flight, the reset node 3, and the axis of rotation 28 of the rotary bifurcated lever 22 of the rear, in the longitudinal direction along the flight, reset node 4.

Применение трехопорной схемы в каждом узле сброса, а также в местах контакта узлов сброса с конструкцией навесного топливного бака и корпусом беспилотного летательного аппарата позволяет избавиться от паразитных связей в узлах сброса. А использование шарнирно-поворотного четырехзвенного рычажного механизма в качестве катапульты, размещенной на сбрасываемом баке, позволяет повысить вероятность безопасного сброса навесного топливного бака от корпуса беспилотного летательного аппарата в полете.The use of a three-support circuit in each dump unit, as well as in places of contact between the dump units and the design of the mounted fuel tank and the body of the unmanned aerial vehicle, allows to get rid of spurious connections in the dump units. And the use of the articulated-rotary four-link linkage mechanism as a catapult, placed on a dump tank, allows you to increase the likelihood of a safe discharge of the mounted fuel tank from the body of an unmanned aerial vehicle in flight.

Claims

1. A device for dumping a hinged fuel tank from an unmanned aerial vehicle body in flight, comprising, on the structural elements of a hinged fuel tank and an unmanned aerial vehicle body, symmetrically to the plane passing through their longitudinal axes, front and rear in the longitudinal direction along the flight direction of the discharge, detachably connected with the body of an unmanned aerial vehicle by means of supports fastened to the body of an unmanned aerial vehicle, containing parallel axis an orot for installation of a mounted fuel tank at an angle to the longitudinal axis of the body of the unmanned aerial vehicle before dropping, and the frontal longitudinal assembly along the flight of the reset unit contains a power drive located on the structural elements of the mounted fuel tank, with a rod, a pivot arm with axes of rotation at its ends , with the front in the longitudinal direction of the flight axis of rotation, mounted on the structural elements of the outboard fuel tank, the intermediate axis of rotation on the rotary lever associated with the power drive rod, and the axis of rotation, which is rearward in the longitudinal direction along the flight, located in the support, fastened to the body of the unmanned aerial vehicle, and the front and rear nodes in the longitudinal direction along the flight, reset units are made with the possibility of separating them from the supports, fastened to the body of the unmanned aerial vehicle , with the actuator stock extended, characterized in that the reset unit, rear in the longitudinal direction along the flight, contains two rotary levers of the same length with two axes of rotation on its own nts, and the front axles in the longitudinal direction along the flight of the axis of rotation are fixed to the structural elements of the mounted fuel tank at the same distance from the front in the longitudinal direction along the flight of the discharge unit, and the rear axles in the longitudinal direction along the flight of the axis of rotation of these rotary levers are mounted the body of an unmanned aerial vehicle, and the length of the rear rotary levers in the longitudinal direction along the flight of the reset unit is made smaller than the length of the front rotary lever in the longitudinal direction flight on a reset unit.

2. The device according to claim 1, characterized in that the front and rear in the longitudinal direction along the flight reset units are made in the form of two bifurcated, with three axes of rotation each, multidirectional rotary levers of unequal length, and three front axles in the longitudinal direction along the flight of the rotation axis bifurcated rotary levers are fastened with structural elements of the mounted fuel tank, and three rear axles in the longitudinal direction along the flight of the rotation axis of the bifurcated rotary levers are located in supports fastened to the body of the unmanned aerial vehicle the apparatus, and are configured to separate the bifurcated rotary levers from the bearings of the body of the unmanned aerial vehicle when the power drive rod is extended, the length of the bifurcated rotary lever of the rear in the longitudinal direction along the flight of the reset unit is made smaller than the length of the bifurcated rotary lever in the longitudinal direction along the flight of the reset unit .