RU2493050C2

RU2493050C2 - Drone

Info

Publication number: RU2493050C2
Application number: RU2011152641/11A
Authority: RU
Inventors: Эдуард Гарикович Багдасарян; Александр Николаевич Зубарев; Леонид Валентинович Калинин; Татьяна Юрьевна Камышова; Александр Вячеславич Корнушенко; Олег Валентинович Кудрявцев; Сергей Владимирович Серохвостов; Александр Валентинович Щербаков
Original assignee: Закрытое акционерное общество "АЭРОКОН"
Priority date: 2011-12-23
Filing date: 2011-12-23
Publication date: 2013-09-20
Also published as: RU2011152641A

Abstract

FIELD: transport.

SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering. Proposed drone has fuselage, wing, V-like tail unit and engine with tractor propeller. Fuselage 1 consists of nose part 9 and conical tail part 10 attached to central part 8. Wing 2 comprises centre section 5 connected with outer wings 6 with ailerons 7. Tail unit 3 incorporates cradle 12 connecting cantilever 11 and connected with tail part 10. Centre section 5 has buildup 13 and payload fasteners. Outer wings 6 are arranged at transverse angle and feature geometrical warp with reduction of pitch angle at end cross-sections. Ailerons 7 are connected with top surface of outer wing 6 by flexible skin 16.

EFFECT: higher aerodynamics.

7 cl, 12 dwg

Description

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам, а именно, к аэродинамической компоновке и конструкции беспилотного летательного аппарата.The invention relates to unmanned aerial vehicles, namely, to the aerodynamic layout and design of an unmanned aerial vehicle.

Из уровня техники известны беспилотные летательные аппараты.Unmanned aerial vehicles are known in the art.

Так, в патенте РФ №2234651 на группу изобретений «Малоразмерый беспилотный летательный аппарат (варианты)», МПК В64С 1/30, В64С 3/56, F42B 10/14, дата публикации 27.09.2008 г., [1], представлен беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, хвостовое оперение, при этом фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, выполненных с возможностью их разъединения и имеющие различное поперечное сечение. Недостатком известного беспилотного летательного аппарата [1] является выполнение по схеме высокоплан, что увеличивает его коэффициент аэродинамического лобового сопротивления при нулевой подъемной силе Схо в связи с увеличением миделя и наличием интерференции между крылом и фюзеляжем. Кроме того, недостатком является размещение полезной нагрузки в фюзеляже, что приводит к ограничению геометрических параметров полезной нагрузки, и, следовательно, к необходимости создания нового аппарата для каждого вида полезной нагрузки, отличающейся геометрическими параметрами.So, in RF patent No. 2234651 for the group of inventions "Small-sized unmanned aerial vehicle (options)", IPC В64С 1/30, В64С 3/56, F42B 10/14, publication date 09/27/2008, [1], an unmanned an aircraft containing the fuselage, wing, tail, while the fuselage is made up of the nose and tail, made with the possibility of separation and having a different cross section. A disadvantage of the known unmanned aerial vehicle [1] is the implementation of the high-wing plan, which increases its aerodynamic drag coefficient at zero CX lift due to an increase in the midship and the presence of interference between the wing and the fuselage. In addition, the disadvantage is the placement of the payload in the fuselage, which leads to a limitation of the geometric parameters of the payload, and, therefore, the need to create a new apparatus for each type of payload, which differs in geometric parameters.

В патенте РФ №83483 на полезную модель «Беспилотный летательный аппарат», МПК В64С 1/26, В64С 1/30, В64С 3/56 В64С 5/02, F42B 10/14, дата публикации 10.06.2009 г., [2], представлен беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при этом крыло содержит центроплан и присоединяемые к нему консоли, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, выполненных с возможностью их разъединения и имеющие различное поперечное сечение, V-образное оперение выполнено с возможностью снятия его консолей с хвостовой части фюзеляжа. Недостатком полезной модели [2] является выполнение по схеме высокоплан, что увеличивает его коэффициент Схо в связи с увеличением миделя и наличием интерференции между крылом и фюзеляжем. Кроме того, недостатком является размещение полезной нагрузки в фюзеляже, что приводит к ограничению геометрических параметров полезной нагрузки, и, следовательно, к необходимости создания нового аппарата для каждого вида полезной нагрузки, отличающейся геометрическими параметрами.In RF patent No. 83483 for the utility model “Unmanned Aerial Vehicle”, IPC V64C 1/26, V64C 1/30, V64C 3/56 V64C 5/02, F42B 10/14, publication date 10.06.2009, [2] presents an unmanned aerial vehicle containing a fuselage, a wing, a V-tail and a power plant with a pulling propeller, the wing contains a center section and attachable consoles, the trailing edge of which is equipped with deflectable surfaces, the fuselage is composed of the nose and tail parts made with the possibility of separation and having a different cross-section, V-about aznoe feathering configured removably with its consoles rear fuselage. The disadvantage of the utility model [2] is the implementation of the high-wing scheme, which increases its Cx coefficient due to the increase in the midship and the presence of interference between the wing and the fuselage. In addition, the disadvantage is the placement of the payload in the fuselage, which leads to a limitation of the geometric parameters of the payload, and, therefore, the need to create a new apparatus for each type of payload, which differs in geometric parameters.

В патенте РФ №41295 на полезную модель «Разведывательный беспилотный летательный аппарат», МПК В64С 39/02, дата публикации 20.10.2004 г., [3], представлен беспилотный летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при этом задняя кромка крыла оснащена отклоняемыми поверхностями, фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, имеющих различное поперечное сечение, V-образное оперение выполнено с возможностью снятия его консолей с хвостовой части фюзеляжа. Недостатком полезной модели [3] является выполнение по схеме высокоплан, низкоплан или среднеплан, что увеличивает его коэффициент Схо в связи с увеличением миделя и наличием интерференции между крылом и фюзеляжем. Кроме того, недостатком является размещение полезной нагрузки в фюзеляже, что приводит к ограничению геометрических параметров полезной нагрузки, и, следовательно, к необходимости создания нового аппарата для каждого вида полезной нагрузки, отличающейся геометрическими параметрами.In RF patent No. 4195 for the utility model “Reconnaissance unmanned aerial vehicle”, IPC В64С 39/02, publication date 10/20/2004, [3], an unmanned aerial vehicle containing a fuselage, a wing, a V-tail and a power plant is presented with a propeller, while the trailing edge of the wing is equipped with deflectable surfaces, the fuselage is composed of the nose and tail parts having different cross sections, the V-shaped tail is made with the possibility of removing its consoles from the rear of the fuselage. The disadvantage of the utility model [3] is the implementation of the high-wing, low-wing or mid-wing plan, which increases its Cx coefficient due to an increase in the midsection and the presence of interference between the wing and the fuselage. In addition, the disadvantage is the placement of the payload in the fuselage, which leads to a limitation of the geometric parameters of the payload, and, therefore, the need to create a new apparatus for each type of payload, which differs in geometric parameters.

Беспилотный летательный аппарата, представленный в описании полезной модели [2], принят за наиболее близкий аналог заявленного изобретения.The unmanned aerial vehicle, presented in the description of the utility model [2], is taken as the closest analogue of the claimed invention.

Решаемой технической задачей является обеспечение универсальности использования беспилотного летательного аппарата путем увеличения номенклатуры и геометрических параметров полезной нагрузки.The technical task to be solved is to ensure the universality of the use of an unmanned aerial vehicle by increasing the nomenclature and geometric parameters of the payload.

Технический результат изобретения состоит в повышении аэродинамического качества беспилотного летательного аппарата путем уменьшения аэродинамического сопротивления при нулевой подъемной силе Схо.The technical result of the invention is to increase the aerodynamic quality of an unmanned aerial vehicle by reducing aerodynamic drag at zero CX lift.

Технический результат изобретения состоит также в увеличении номенклатуры и геометрических параметров полезной нагрузки.The technical result of the invention also consists in increasing the range and geometric parameters of the payload.

Сущность изобретения состоит в следующем.The invention consists in the following.

Беспилотный летательный аппарат, как и в наиболее близком аналоге [2], содержит фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при этом крыло содержит центроплан и присоединяемые к нему консоли, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, фюзеляж составлен из носовой и хвостовой частей, выполненных с возможностью их разъединения и имеющие различное поперечное сечение, V-образное оперение содержит две консоли, выполненные с возможностью их снятия с хвостовой части фюзеляжа, но в отличие от наиболее близкого аналога [2], фюзеляж оснащен центральной частью, выполненной с возможностью разъединения с носовой и хвостовой частями посредством быстроразъемного крепежа, центроплан крыла выполнен с наплывом в месте примыкания к фюзеляжу и с переменной относительной толщиной, увеличивающейся по мере приближения к фюзеляжу, при этом максимальная толщина профиля центральной хорды центроплана превосходит высоту поперечного сечения центральной части фюзеляжа, V-образное оперение выполнено с ложементом с конической поверхностью, соответствующей конической поверхности хвостовой части фюзеляжа в месте установки V-образного оперения и соединяющим между собой его консоли, а центроплан в месте размещения фюзеляжа оснащен элементами крепления полезной нагрузки.An unmanned aerial vehicle, as in the closest analogue [2], contains a fuselage, a wing, a V-tail and a power plant with a pulling propeller, while the wing contains a center section and consoles attached to it, the rear edge of which is equipped with deflectable surfaces, the fuselage made up of the nose and tail parts, made with the possibility of separation and having a different cross section, the V-shaped plumage contains two consoles made with the possibility of their removal from the rear of the fuselage, but unlike the closest analogue [2], the fuselage is equipped with a central part made with the possibility of disconnecting from the nose and tail parts by means of quick fit fasteners, the wing center section is made with an influx at the point of contact with the fuselage and with a variable relative thickness, increasing as it approaches the fuselage, while the maximum thickness of the profile of the central chord of the center section exceeds the height of the cross section of the central part of the fuselage, the V-shaped tail is made with a lodgement with a conical surface, so sponds conical surface rear fuselage at the place of installation of V-shaped tail and joining together its console and the center section at the location of the fuselage is equipped with fastening elements of the payload.

Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что консоли крыла выполнены сужающимися, с законцовками с криволинейной кромкой и с поперечным углом установки, не равными поперечному углу установки центроплана.An unmanned aerial vehicle is characterized in that the wing consoles are made tapering, with wingtips with a curved edge and with a transverse installation angle that are not equal to the transverse angle of the center section.

Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что консоли выполнены с геометрической круткой с уменьшающейся величиной угла установки по мере удаления от места соединения с центропланом.An unmanned aerial vehicle is characterized by the fact that the consoles are made with geometric twist with a decreasing installation angle as they move away from the junction with the center section.

Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что на верхней поверхности центроплана выполнена ниша для посадочного парашюта, оснащенная створкой с приводом ее перемещения, и механизмом выпуска парашюта.An unmanned aerial vehicle is characterized by the fact that on the upper surface of the center wing there is a niche for a landing parachute, equipped with a wing with a drive for moving it, and a parachute release mechanism.

Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что в носовой части фюзеляжа размещены электродвигатель, электрические аккумуляторы и элементы системы управления.An unmanned aerial vehicle is characterized in that an electric motor, electric batteries and control system elements are located in the nose of the fuselage.

Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что электрические аккумуляторы размещены в центроплане крыла.An unmanned aerial vehicle is characterized by the fact that electric batteries are located in the wing center section.

Беспилотный летательный аппарат характеризуется тем, что соединение центроплана с консолями выполнены в виде, по меньшей мере, одного паза, расположенного в каждой из концевых нервюр центроплана, и установленных в консолях крыла стержней с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению соответствующего паза в концевой нервюре центроплана.An unmanned aerial vehicle is characterized in that the center wing connection with the consoles is made in the form of at least one groove located in each of the center wing end ribs and rods installed in the wing consoles with a cross section similar to the cross section of the corresponding groove in the center wing end rib.

Представленные признаки являются существенными для достижения заявленного технического результата, взаимосвязаны между собой и образуют совокупность, необходимую и достаточную для достижения технического результата и решения поставленной задачи.The presented features are essential for achieving the claimed technical result, are interconnected and form the totality necessary and sufficient to achieve the technical result and solve the problem.

Действительно, выполнение беспилотного летательного аппарата содержащим фюзеляж, крыло, V-образное оперение и силовую установку с тянущим воздушным винтом, при выполнении крыла содержащим центроплан и присоединяемые к нему консоли, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, выполнение центроплана с наплывом в месте примыкания к фюзеляжу и с увеличивающейся относительной толщиной по мере приближения к фюзеляжу, а фюзеляжа составленным из носовой, центральной и хвостовой частей, установленных с возможностью их разъединения и имеющих различное поперечное сечение, при этом с высотой поперечного сечения центральной части фюзеляжа меньшей максимальной толщины профиля центроплана, а также выполнение V-образного оперения с соединяющим его консоли ложементом с конической поверхностью, соответствующей конической поверхности хвостовой части фюзеляжа, обеспечивает уменьшение коэффициента аэродинамического сопротивления при нулевой подъемной силе Схо благодаря интегральной форме сочленения центральной части фюзеляжа с центропланом крыла, а также малой площади поперечного сечения носовой части фюзеляжа благодаря ее цилиндрической форме и уменьшению площади омываемой поверхности хвостовой части фюзеляжа благодаря ее конической форме. При этом наличие узлов крепления полезной нагрузки в месте с максимальной геометрической высотой обеспечивает прочность планера беспилотного летательного аппарата при соединении контейнеров с разными геометрическими размерами в зависимости от характера полезной нагрузки.Indeed, the implementation of an unmanned aerial vehicle containing the fuselage, wing, V-tail and a power plant with a pulling propeller, while performing the wing containing the center section and the consoles attached to it, the trailing edge of which is equipped with deflectable surfaces, the execution of the center section with the influx at the point adjacent to the fuselage and with increasing relative thickness as it approaches the fuselage, and the fuselage composed of the bow, center and tail parts mounted with the possibility of their separation having a different cross-section, with a cross-sectional height of the central part of the fuselage of a smaller maximum thickness of the center section profile, as well as performing a V-shaped tail with a lodgement connecting the console with a conical surface corresponding to the conical surface of the rear of the fuselage, it reduces the drag coefficient at zero CX lift due to the integrated form of articulation of the central part of the fuselage with the wing center section, as well as the small oschadi cross section of the fuselage nose because of its cylindrical shape and reduced surface area bathed by the rear fuselage because of its conical shape. Moreover, the presence of attachment points of the payload in the place with the maximum geometric height ensures the strength of the glider of the unmanned aerial vehicle when connecting containers with different geometric dimensions, depending on the nature of the payload.

Выполнение консолей крыла сужающимися и с законцовками с криволинейной кромкой, а также с поперечным углом установки, не равным поперечному углу установки центроплана, способствует приближению эпюры распределенной по размаху аэродинамической нагрузки к эллиптической форме, что приводит к уменьшению индуктивного сопротивления и, следовательно, повышению аэродинамического качества.The execution of the wing cones tapering and with endings with a curved edge, as well as with a transverse installation angle that is not equal to the transverse installation angle of the center section, helps to approximate the diagram of the aerodynamic load distributed over the span to an elliptical shape, which leads to a decrease in inductive drag and, consequently, an increase in aerodynamic quality .

Выполнение консолей с геометрической круткой с уменьшающейся величиной угла установки по мере удаления от места соединения с центропланом способствует снижению индуктивного сопротивления благодаря приближению эпюры распределенной аэродинамической нагрузки на крыле к эллиптической форме и увеличению углов атаки безотрывного обтекания.The execution of geometrical twist consoles with a decreasing installation angle as they move away from the connection with the center wing helps to reduce the inductive resistance due to the approach of the distributed aerodynamic load on the wing to an elliptical shape and to increase the angles of attack of continuous flow.

Размещение на верхней поверхности центроплана ниши для посадочного парашюта, оснащенной створкой с приводом ее перемещения, и механизмом выпуска парашюта позволяет выполнять беспилотный летательный аппарат без шасси, что уменьшает его коэффициент Схо.Placing a niche for the landing parachute on the upper surface of the center wing, equipped with a flap with a drive for moving it, and a parachute release mechanism allows the unmanned aerial vehicle to be executed without a landing gear, which reduces its Cx coefficient.

Выполнение беспилотного летательного аппарата с размещением в носовой части фюзеляжа электродвигателя, электрических аккумуляторов и элементов системы управления обеспечивает чистоту аэродинамической формы и, следовательно, способствует снижению коэффициента Схо.The implementation of an unmanned aerial vehicle with the placement of an electric motor, electric batteries and control system elements in the nose of the fuselage ensures a clean aerodynamic shape and, consequently, helps to reduce the Cx coefficient.

Выполнение беспилотного летательного аппарата с размещением элементов питания в центроплане крыла обеспечивает чистоту аэродинамической поверхности, что способствует уменьшению коэффициента Схо.The implementation of an unmanned aerial vehicle with the placement of batteries in the center section of the wing ensures a clean aerodynamic surface, which helps to reduce the coefficient of Cx.

Выполнение соединения центроплана с консолями в виде, по меньшей мере, одного паза, расположенного в каждой из концевых нервюр центроплана, и установленных в консолях крыла стержней с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению соответствующего паза в концевой нервюре центроплана, обеспечивает присоединение консолей к центроплану без элементов крепежа, то есть без нарушения аэродинамической чистоты беспилотного летательного аппарата. При этом такое соединение обеспечивает прижатие консолей к центроплану благодаря параллельной плоскости хорд центроплана составляющей аэродинамической силе на консолях, поперечный угол установки которых не равен поперечному углу установки центроплана.The connection of the center section with the consoles in the form of at least one groove located in each of the end ribs of the center section and the rods installed in the wing consoles with a cross section similar to the cross section of the corresponding groove in the end rib of the center section provides the attachment of the consoles to the center section without elements fasteners, that is, without violating the aerodynamic purity of an unmanned aerial vehicle. At the same time, such a connection ensures that the consoles are pressed against the center section due to the parallel plane of the center section chords, which is the aerodynamic force component on the consoles, the transverse installation angle of which is not equal to the transverse angle of the center section installation.

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг.1 показан беспилотный летательный аппарат в изометрии.Figure 1 shows an unmanned aerial vehicle in isometry.

На фиг.2 показан вид в плане беспилотного летательного аппарата.Figure 2 shows a plan view of an unmanned aerial vehicle.

На фиг.3 показан вид сзади беспилотного летательного аппарата.Figure 3 shows a rear view of an unmanned aerial vehicle.

На фиг.4 показан вид сбоку беспилотного летательного аппарата.Figure 4 shows a side view of an unmanned aerial vehicle.

На фиг.5 показан разрез А-А на фиг.2.Figure 5 shows a section aa in figure 2.

На фиг.6 показан разрез Б-Б на фиг.2.Figure 6 shows a section bB in figure 2.

На фиг.7 показан разрез В-В на фиг.2.Figure 7 shows a section bb in figure 2.

На фиг.8 показан разрез Г-Г на фиг.2.On Fig shows a section GG in figure 2.

На фиг.9 показан разрез Д-Д на фиг.2.Figure 9 shows a section DD in figure 2.

На фиг.10 показан разрез Е-Е на фиг.2.Figure 10 shows a section EE in figure 2.

На фиг.11 показан разрез Ж-Ж на фиг.2.In Fig.11 shows a section FJ in Fig.2.

На фиг.12 показана схема технологическое расчленение беспилотного летательного аппарата в изометрии.On Fig shows a diagram of the technological partition of an unmanned aerial vehicle in isometry.

Беспилотный летательный аппарат устроен следующим образом.Unmanned aerial vehicle is arranged as follows.

Беспилотный летательный аппарат содержит фюзеляж 1, крыло 2, V-образное оперение 3 и силовую установку с тянущим воздушным винтом 4. Крыло 2 содержит центроплан 5 и присоединяемые к нему консоли 6, задняя кромка которых оснащена отклоняемыми поверхностями, например, элеронами 7 или зависающими закрылками (фиг.1, 2).An unmanned aerial vehicle contains a fuselage 1, a wing 2, a V-shaped plumage 3 and a power unit with a pulling propeller 4. The wing 2 contains a center section 5 and consoles 6 attached to it, the trailing edge of which is equipped with deflectable surfaces, for example, ailerons 7 or hanging flaps (figure 1, 2).

Фюзеляж 1 составлен из центральной части 8, выполненной с возможностью соединения с носовой 9 и конической хвостовой 10 частями посредством быстроразъемного крепежа (фиг.1, 2, 4). V-образное оперение 3 выполнено с соединяющим между собой его консоли 11 ложементом 12 с конической поверхностью, соответствующей конической поверхности хвостовой части 10 фюзеляжа 1 в месте установки V-образного оперения 4 (фиг.3). Ложемент 12 V-образного оперения 4 соединяется с конической хвостовой частью 10 фюзеляжа 1 (фиг.5) посредством разъемного, например, болтового соединения (на фиг. не показано). При этом поперечное сечение носовой части 9 отличается от поперечного сечения хвостовой части 10 фюзеляжа 1 (фиг.1, 2, 4).The fuselage 1 is composed of a Central part 8, made with the possibility of connection with the nose 9 and the conical tail 10 parts by means of quick-release fasteners (Figs. 1, 2, 4). The V-shaped plumage 3 is made with a lodgement 12 connecting its console 11 with a conical surface corresponding to the conical surface of the rear part 10 of the fuselage 1 at the installation site of the V-shaped plumage 4 (Fig. 3). The lodgement 12 of the V-shaped plumage 4 is connected to the conical tail portion 10 of the fuselage 1 (Fig. 5) by means of a detachable, for example, bolted connection (not shown in Fig.). In this case, the cross section of the nose 9 differs from the cross section of the rear part 10 of the fuselage 1 (Figs. 1, 2, 4).

Центроплан 5 крыла 2 выполнен с наплывом 13 в месте примыкания к фюзеляжу и с переменной относительной толщиной профиля с=С/В (где С - толщина, В - длина хорды центроплана 5 крыла 2), увеличивающейся по мере приближения к фюзеляжу 1 (фиг.6, 7), при этом максимальная толщина С_maxЦП контура продольного сечения центроплана превосходит высоту поперечного сечения Н_Ф центральной части 8 фюзеляжа 1: C_max>Н_Ф. На центроплане 5 крыла 2 установлены элементы крепления полезной нагрузки (на фиг. не обозначены). Консоли 6 крыла 2 выполнены с геометрической круткой с уменьшающейся величиной угла установки φ_К по мере удаления от места соединения с центропланом 5 крыла 2 (фиг.8). Кроме того, консоли 6 крыла 2 могут выполняться сужающимися и с законцовками 14 с криволинейной кромкой и установлены под поперечным углом установки ψ_К, отличающегося от поперечного угла установки центроплана ψ_ЦП:ψ_К≠ψ_ЦП.(фиг.3, 9).The center section 5 of wing 2 is made with an influx 13 at the junction with the fuselage and with a variable relative profile thickness c = C / B (where C is the thickness, B is the length of the chord of the center section 5 of wing 2), which increases as one approaches the fuselage 1 (Fig. 6, 7), while the maximum thickness C _{maxCP of the} contour of the longitudinal section of the center section exceeds the height of the cross section H _{f of the} central part 8 of the fuselage 1: C _max > H _f . On the center section 5 of the wing 2 installed elements of the fastening of the payload (in Fig. Not indicated). The consoles 6 of the wing 2 are made with geometric twist with a decreasing value of the installation angle φ _K with distance from the point of connection with the center section 5 of the wing 2 (Fig. 8). In addition, the console 6 of the wing 2 can be tapering and with the tips 14 with a curved edge and installed at a transverse installation angle ψ _K , different from the transverse installation angle of the center section ψ _CPU : ψ _K ≠ ψ _CPU . (Fig.3, 9).

Отклоняемые поверхности, например, элероны 7, оснащены приводом 15 их отклонения (фиг.9). При этом отклоняемые поверхности, например, элероны 7, в поперечном сечении выполнены не выходящими за теоретический контур профиля консоли 6, соединены с верхней поверхностью консоли 6 посредством верхнего слоя гибкой обшивки 16, выполненной, например, из стеклоткани, а на нижней поверхности выполнены с криволинейным контуром 17, опирающегося на контур (кромку) нижней поверхности консоли 6 крыла 2. Тяга привода 15, установленного на консоли 6, соединена с выходящей за контуры теоретического профиля нервюрой 18 элерона 7 (фиг.9).Deviated surfaces, for example, ailerons 7, are equipped with a drive 15 for their deflection (Fig. 9). In this case, the deflected surfaces, for example, ailerons 7, are made in cross section not extending beyond the theoretical contour of the profile of the console 6, connected to the upper surface of the console 6 by means of an upper layer of flexible skin 16 made, for example, of fiberglass, and made on the lower surface with a curved circuit 17, based on the contour (edge) of the lower surface of the console 6 of the wing 2. The thrust of the actuator 15 mounted on the console 6 is connected to the outgoing circuit 18 of the aileron 7 rib 18 (Fig.9).

Беспилотный летательный аппарат может оснащаться взлетно-посадочным шасси, однако, в предпочтительном варианте выполнения запуск беспилотного аппарата осуществляется с катапульты, а посадка - на посадочном парашюте (на фиг. не обозначен), который размещен в нише 19 на верхней поверхности центроплана 5, оснащенной створкой 20 с приводом ее перемещения (на фиг. не показано) и механизмом выпуска парашюта (фиг.2, 6).An unmanned aerial vehicle can be equipped with a landing gear, however, in a preferred embodiment, the unmanned aerial vehicle is launched from a catapult, and landing on a landing parachute (not shown in FIG.), Which is located in a niche 19 on the upper surface of the center section 5 equipped with a wing 20 with a drive for its movement (not shown in FIG.) And a parachute release mechanism (FIGS. 2, 6).

В носовой части 9 фюзеляжа 1 размещены электродвигатель 21 с тянущим воздушным винтом 4 (фиг.6), электрические аккумуляторы, а также элементы системы управления беспилотным летательным аппаратом (на фиг. не показаны). Электрические аккумуляторы также могут размещаться в центроплане 5 крыла 2 (на фиг. не показаны).In the nose part 9 of the fuselage 1 there is an electric motor 21 with a pulling propeller 4 (Fig.6), electric batteries, as well as elements of an unmanned aerial vehicle control system (not shown in Fig.). Electric batteries can also be placed in the center section 5 of wing 2 (not shown in FIG.).

Быстроразъемное соединение носовой 10 и хвостовой 11 частей фюзеляжа 1 с центральной частью 9 может выполняться в виде паза 22, в который вставлен винт 23, головка 24 которого расположена на внешней поверхности фюзеляжа 1, во внутренней полости фюзеляжа расположена гайка 25, а между гайкой 25 и внутренней поверхностью фюзеляжа 1 - упругий элемент, например, пружина 26 (фиг.10). Паз 22 выполнен сквозным и расположенным вдоль оси фюзеляжа 1 и перпендикулярно к ней расположенным участком, ширина которого соответствует размеру поперечного сечения головки 24 винта 23 (фиг.2).The quick connection of the nose 10 and tail 11 of the fuselage 1 with the central part 9 can be made in the form of a groove 22, into which a screw 23 is inserted, the head 24 of which is located on the outer surface of the fuselage 1, a nut 25 is located in the inner cavity of the fuselage, and between the nut 25 and the inner surface of the fuselage 1 is an elastic element, for example, a spring 26 (figure 10). The groove 22 is made through and located along the axis of the fuselage 1 and perpendicular to it located section, the width of which corresponds to the size of the cross section of the head 24 of the screw 23 (figure 2).

Быстроразъемное соединение центроплана 5 с консолями 6 выполнено в виде, по меньшей мере, одного паза 27, расположенного в каждой из концевых нервюр 28 консоли 6, и установленных в центроплане 5 крыла 2 стержней 29 с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению соответствующего паза 27 в концевой нервюре 28 консоли 6 (фиг.11). Стержни 29 и пазы 27 могут располагаться или соединяться с лонжеронами 30 и 31 соответственно центроплана 5 и консолей 6 (фиг.11).The quick connection of the center section 5 with the consoles 6 is made in the form of at least one groove 27 located in each of the end ribs 28 of the console 6 and installed in the center section 5 of the wing 2 rods 29 with a cross section similar to the cross section of the corresponding groove 27 in the end rib 28 of the console 6 (11). The rods 29 and the grooves 27 can be located or connected to the side members 30 and 31, respectively, of the center section 5 and consoles 6 (Fig.11).

Беспилотный летательный аппарат работает следующим образом.Unmanned aerial vehicle operates as follows.

При сборке беспилотного летательного аппарата, согласно схеме его технологического членения (фиг.12), соединяются разъемы элементов управления в носовой 9 и центральной 8 частях фюзеляжа, затем носовая часть 9 присоединяется к центральной части 8 фюзеляжа 1 путем введения закрепленного, например, на переднем конце центральной части фюзеляжа, в сквозной паз 22 на верхней поверхности носовой части 9 фюзеляжа 1, и затем повернуть для вхождения в участок паза 22, перпендикулярный продольной оси носовой части 9 фюзеляжа 1 (фиг.2, 10, 12). Благодаря разному диаметру головки 24 и винта 23, после вхождения в поперечный участок паза 22 под действием расположенной между гайкой 24 пружины 26 происходит фиксация носовой 9 и центральной 10 частей между собой (фиг.10). Аналогичным образом производится соединение конической хвостовой части 10 к центральной части 8 фюзеляжа 1. После соединения разъемов системы управления в V-образном оперении 3 и в хвостовой части 10 фюзеляжа 1 посредством разъемного соединения соединяют ложемент 12 V-образного оперения 3 к конической хвостовой части 10 фюзеляжа 1 (фиг.5, 12). После соединения разъемов системы управления в консолях 6 и центроплане 5, вставляют стержни 29 консоли 6 в пазы 27 в концевой нервюре 28 центроплана 5 (фиг.11, 12).When assembling an unmanned aerial vehicle, according to the scheme of its technological division (Fig. 12), the connectors of the control elements in the nose 9 and the central 8 parts of the fuselage are connected, then the nose 9 is connected to the central part 8 of the fuselage 1 by introducing a fixed one, for example, on the front end the Central part of the fuselage, in the through groove 22 on the upper surface of the nose 9 of the fuselage 1, and then rotate to enter the section of the groove 22, perpendicular to the longitudinal axis of the nose 9 of the fuselage 1 (Fig.2, 10, 12). Due to the different diameters of the head 24 and screw 23, after entering the transverse section of the groove 22 under the action of the spring 26 located between the nut 24, the nose 9 and the central 10 are fixed to each other (Fig. 10). In a similar manner, the conical tail portion 10 is connected to the central part 8 of the fuselage 1. After connecting the control system connectors in the V-tail 3 and the tail part 10 of the fuselage 1, the lodgement 12 of the V-tail 3 is connected to the conical tail part 10 of the fuselage by means of a detachable connection 1 (FIGS. 5, 12). After connecting the connectors of the control system in the consoles 6 and the center section 5, insert the rods 29 of the console 6 into the grooves 27 in the end rib 28 of the center section 5 (11, 12).

После проверки системы управления беспилотный летательный аппарат запускают с катапульты. Во время полета, благодаря малому поперечному сечению передней части 9 фюзеляжа 1, встроенному в центроплан 5 центральной части 8 фюзеляжа 1, а также конической форме хвостовой части 10 фюзеляжа 1 (фиг.1, 2, 4), беспилотный аппарат имеет малую величину коэффициента Схо. Площадь поверхности V-образного оперения 3 также меньше, чем горизонтального и вертикального оперения, что уменьшает площадь его омываемой поверхности и способствует уменьшению Схо беспилотного летательного аппарата. Размещение центральной части 8 фюзеляжа 1 в центроплане 5 крыла 2, выполненном с наплывом 13 и с увеличивающейся относительной толщиной профиля центроплана 5, центральная часть 8 фюзеляжа не выходит за контуры профиля центроплана 5 (фиг.6, 7). Такое соединение обеспечивает уменьшение интерференции между крылом 2 и фюзеляжем 1, что также приводит к уменьшению величины коэффициента Схо. Выполнение крыла 2, составленным из центроплана 5 и присоединяемых к нему консолей 6 (фиг.1, 2, 12), позволяет выполнять крыло с большим удлинением, что уменьшает индуктивное сопротивления крыла 2. При этом выполнение консолей 6 сужающимися (фиг.2, 8), например, за счет стреловидности передней кромки, обеспечивает трапециевидную форму крыла в плане, что способствует эллиптическому распределению циркуляции (нагрузке на крыло), что также снижает индуктивное сопротивление. Выполнение консолей с геометрической круткой с уменьшающимся углом установки φ_К по мере удаления от центроплана 5 (фиг.8) увеличивает углы атаки безотрывного обтекания крыла 2 и расширяет диапазон скоростей полета беспилотного летательного аппарата.After checking the control system, the unmanned aerial vehicle is launched from the catapult. During the flight, due to the small cross section of the front part 9 of the fuselage 1, built into the center section 5 of the central part 8 of the fuselage 1, as well as the conical shape of the rear part 10 of the fuselage 1 (Figs. 1, 2, 4), the unmanned vehicle has a small coefficient of Сх . The surface area of the V-shaped plumage 3 is also smaller than the horizontal and vertical plumage, which reduces the area of its washed surface and contributes to the reduction of the Cx of an unmanned aerial vehicle. The placement of the Central part 8 of the fuselage 1 in the center section 5 of the wing 2, made with an influx of 13 and with increasing relative thickness of the profile of the center section 5, the Central part 8 of the fuselage does not extend beyond the contours of the profile of the center section 5 (Fig.6, 7). Such a connection provides a reduction in interference between the wing 2 and the fuselage 1, which also leads to a decrease in the value of the coefficient Сх. The execution of the wing 2, composed of the center section 5 and the consoles 6 attached to it (Figs. 1, 2, 12), allows the wing to be made with a large elongation, which reduces the inductive resistance of the wing 2. In this case, the consoles 6 are tapering (Figs. 2, 8 ), for example, due to the sweep of the leading edge, provides a trapezoidal shape of the wing in plan, which contributes to the elliptical distribution of circulation (load on the wing), which also reduces the inductive resistance. The execution of consoles with geometric twist with a decreasing installation angle φ _K with distance from the center section 5 (Fig. 8) increases the angles of attack of continuous flow around wing 2 and extends the range of flight speeds of an unmanned aerial vehicle.

Таким образом, представленный в описании беспилотный летательный аппарат обладает низким аэродинамическим сопротивление, высоким аэродинамическим качеством и большим диапазоном скоростей полета. Наличие элементов крепления контейнера с полезной нагрузкой позволяет устанавливать на беспилотный летательный аппарат контейнеры с полезной нагрузкой в широком диапазоне геометрических параметров и назначения.Thus, the unmanned aerial vehicle described in the description has a low aerodynamic drag, high aerodynamic quality and a large range of flight speeds. The presence of fastening containers with a payload allows you to install containers with a payload on an unmanned aerial vehicle in a wide range of geometric parameters and purposes.

Представленные в описании изобретения сведения достаточны для использования изобретения при разработке и изготовлении беспилотного летательного аппарата, обладающего низким аэродинамическим сопротивлением, высоким аэродинамическим качеством и позволяющего устанавливать контейнеры с полезной нагрузкой с разными геометрическими параметрами и широким диапазоном назначения.The information presented in the description of the invention is sufficient to use the invention in the development and manufacture of an unmanned aerial vehicle having low aerodynamic drag, high aerodynamic quality and allowing the installation of payload containers with different geometric parameters and a wide range of purposes.

ПЕРЕЧЕНЬ ПОЗИЦИЙ И ОБОЗНАЧЕНИЙ, ИСПОЛЬЗОВАННЫХ В ОПИСАНИИ ИЗОБРЕТЕНИЯLIST OF POSITIONS AND REFERENCES USED IN THE DESCRIPTION OF THE INVENTION

1 - фюзеляж;1 - fuselage;

2 - крыло;2 - wing;

3 - V-образное оперение;3 - V-shaped plumage;

4 - тянущий воздушный винт;4 - pulling propeller;

5 - центроплан крыла 2;5 - wing center section 2;

6 - консоли крыла 2;6 - wing console 2;

7 - элерон консолей 6 крыла 2;7 - aileron of consoles 6 of wing 2;

8 - центральная часть фюзеляжа 1;8 - the Central part of the fuselage 1;

9 - носовая часть фюзеляжа 1;9 - the nose of the fuselage 1;

10 - хвостовая часть фюзеляжа 1;10 - the tail of the fuselage 1;

11 - консоли V-образного оперения 3;11 - console V-shaped plumage 3;

12 - ложемент V-образного оперения 3;12 - the lodgement of the V-shaped plumage 3;

13 - наплыв центроплана 5 крыла 2;13 - the influx of the center section 5 of the wing 2;

14 - законцовка консоли 6 крыла 2;14 - tip of the console 6 wing 2;

15 - привод отклонения элерона 7;15 - aileron deflection drive 7;

16 - слой гибкой обшивки верхней поверхности консоли 6;16 - a layer of flexible sheathing of the upper surface of the console 6;

17 - криволинейный контур нижней поверхности элерона 7;17 - curved outline of the lower surface of the aileron 7;

18 - нервюра элерона 7 консоли 6 крыла 2;18 - rib aileron 7 console 6 wing 2;

19 - ниша на верхней поверхности центроплана 5 крыла 2;19 - a niche on the upper surface of the center section 5 of wing 2;

20 - створка ниши 19;20 - flap niche 19;

21 - электродвигатель;21 - an electric motor;

22 - паз на верхней поверхности фюзеляжа 1;22 - a groove on the upper surface of the fuselage 1;

23 - винт;23 - screw;

24 - головка винта 23;24 - screw head 23;

25 - гайка;25 - a nut;

26 - пружина;26 - spring;

27 - паз в центроплане 5 крыла 2;27 - a groove in the center section 5 of wing 2;

28 - концевая нервюра центроплана 5 крыла 2;28 - terminal rib of the center section 5 of wing 2;

29 - стержень консоли 6 крыла 2;29 - the console rod 6 of the wing 2;

30 - лонжерон центроплана 5 крыла 2;30 - the spar of the center section 5 of the wing 2;

31 - лонжерон консоли 6 крыла 2;31 - the spar of the console 6 wing 2;

c=C/B - относительная толщина центроплана 5 крыла 2;c = C / B is the relative thickness of the center section 5 of wing 2;

C - толщина центроплана 5 крыла 2;C is the thickness of the center section 5 of the wing 2;

B - длина хорды центроплана 5 крыла 2;B - the length of the chord of the center section 5 of the wing 2;

C_maxЦП - максимальная толщина центроплана 5 крыла 2;C _maxCP - the maximum thickness of the center section 5 of the wing 2;

H_Ф - высота поперечного сечения центральной части 8 фюзеляжа 1;H _f - the height of the cross section of the Central part 8 of the fuselage 1;

φ_K - угол установки консоли 6 крыла 2.φ _K - angle of installation of the console 6 of the wing 2.

Claims

1. An unmanned aerial vehicle comprising a fuselage, a wing, a V-plumage and a power plant with a pulling propeller, the wing comprising a center section and consoles attached to it, the trailing edge of which is equipped with deflectable surfaces, the fuselage is made up of the nose and tail parts made with the possibility of their separation and having a different cross section, the V-shaped plumage contains two consoles made with the possibility of their removal from the rear of the fuselage, characterized in that the fuselage is equipped with a central the center part of the wing, made with the possibility of separation from the nose and tail parts by means of quick-detachable fasteners, the wing center section is made with an influx at the point of contact with the fuselage and with a variable relative thickness that increases as it approaches the fuselage, while the maximum thickness of the center section center section chord exceeds the height of the transverse cross-sections of the central part, the fuselage, the V-shaped tail is made with a lodgement with a conical surface corresponding to the conical surface of the tail yuzelyazha the installation site V-shaped tail and joining together its console and the center section at the location of the fuselage is equipped with fastening elements of the payload.

2. The unmanned aerial vehicle according to claim 1, characterized in that the wing consoles are made tapering, with wingtips with a curved edge and with a transverse installation angle not equal to the transverse angle of the center section.

3. The unmanned aerial vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that the consoles are made with geometric twist with a decreasing installation angle as you move away from the junction with the center section.

4. The unmanned aerial vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that on the upper surface of the center wing there is a niche for a landing parachute equipped with a wing with a drive for moving it and a parachute release mechanism.

5. The unmanned aerial vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that an electric motor, electric batteries and control system elements are placed in the nose of the fuselage.

6. The unmanned aerial vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that the electric batteries are located in the center section of the wing.

7. The unmanned aerial vehicle according to claim 1 or 2, characterized in that the center section connection with the consoles is made in the form of at least one groove located in each of the center section end ribs and rods installed in the wing consoles with a cross section similar to the cross section of the corresponding groove in the center rib of the center section.