RU2507122C1

RU2507122C1 - Летательный аппарат

Info

Publication number: RU2507122C1
Application number: RU2012142673/11A
Authority: RU
Inventors: Артем Александрович Самойловский; Владимир Николаевич Солошенко
Original assignee: Общество с ограниченной ответственностью "Адванс Аэро МАИ"
Priority date: 2012-10-08
Filing date: 2012-10-08
Publication date: 2014-02-20
Also published as: WO2014058351A2; WO2014058351A3

Abstract

Изобретение относится к летательным аппаратам, способным совершать вертикальный взлет и посадку. Летательный аппарат (ЛА) содержит планер, включающий крыло (1), две разнесенные продольные балки (2), горизонтальное оперение (3) и вертикальное оперение (4). Крыло (1) соединено с продольными балками (2), на концах которых расположены силовые установки, включающие двигатели и поворотные воздушные винты (5). Горизонтальное оперение (3) может располагаться как в хвостовой части, так и в носовой части. Полезная нагрузка размещается в съемном контейнере (7), закрепляемом на пилоне (9) под крылом (1). Технический результат заключается в упрощении перевозки негабаритного груза. 5 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Изобретение относится к авиационной технике, а именно к летательным аппаратам, способным совершать обычный взлет и посадку с разбегом и пробегом (по-самолетному) и вертикальный взлет и посадку.

Известен летательный аппарат, содержащий планер, органы аэродинамического управления, силовую установку с тандемно расположенными воздушными винтами и взлетно-посадочные устройства (US 6367738 B1).

Наиболее близким к заявляемому изобретению является летательный аппарат, содержащий планер, органы аэродинамического управления, силовую установку с тандемно расположенными поворотными воздушными винтами и взлетно-посадочные устройства (US 6655631, В2). Летательный аппарат имеет сходное тандемное размещение двигателей на продольных балках. В качестве недостатков известного летательного аппарата следует указать следующее: ограниченный объем фюзеляжа, отведенный под полезную нагрузку, сужает номенклатуру решаемых им задач. Помимо этого, отдельно вынесенное хвостовое оперение, не образующее замкнутую схему с силовыми балками, является менее выгодным решением в весовом отношении.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, заключается в улучшении конструктивно-силовой компоновки, что обеспечивается тем, что планер летательного имеет замкнутый контур, образованный продольными балками, крылом и хвостовым оперением, что в свою очередь способствует равномерному распределению нагрузки между всеми частями планера. Кроме того, повышается удобство эксплуатации за счет размещения полезной нагрузки на пилоне под крылом, что позволяет сократить время и упростить процесс загрузки и разгрузки летательного аппарата, а также расширить номенклатуру полезной нагрузки, например негабаритные грузы.

Указанный технический результат достигается тем, что в летательном аппарате, содержащем планер, органы аэродинамического управления, силовую установку с тандемно расположенными поворотными воздушными винтами и взлетно-посадочные устройства, планер включает две разнесенные продольные балки, крыло, соединенное с продольными балками, двухкилевое вертикальное оперение, установленное на концах продольных балок, горизонтальное оперение, тандемно расположенные поворотные воздушные винты установлены на концах продольных балок, а на участке крыла между продольными балками установлен пилон для закрепления на нем съемного контейнера полезной нагрузки.

Горизонтальное оперение может быть соединено с концами вертикального оперения.

Летательный аппарат может быть снабжен дополнительными контейнерами, расположенными в месте соединения крыла с продольными балками.

Поворотные воздушные винты могут поворачиваться вместе с двигателями.

Горизонтальное оперение может быть размещено в передней части летательного аппарата, перед крылом, и соединено с продольными балками.

Хвостовое оперение может быть выполнено в форме обратного V.

Конструктивно-силовая схема продольных балок может представлять собой монококовую конструкцию.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг.1 изображен летательный аппарат, вид сверху; на фиг.2 - вид сбоку; на фиг.3 - вид спереди; на фиг.4 - аксонометрическая проекция летательного аппарата; на фиг.5 - летательный аппарат с дополнительными контейнерами; на фиг.6 - летательный аппарат в конфигурации для осуществления вертикального взлета и посадки; на фиг.7 - летательный аппарат в конфигурации для совершения горизонтального полета; на фиг.8 - летательный аппарат в конфигурации переходного режима; на фиг.9 - летательный аппарат, выполненный по схеме «утка»; на фиг.10 - летательный аппарат с хвостовым оперением в форме обратного V.

Предпочтительным вариантом выполнения летательного аппарата является беспилотный вариант, в этом случае он представляет собой составную часть беспилотного авиационного комплекса, включающего в себя также наземный пункт управления. Ниже представлен именно вариант беспилотного летательного аппарата.

Летательный аппарат (далее - ЛА) содержит планер, включающий крыло 1, две разнесенные продольные балки 2, конструктивно-силовая схема которых может представлять собой монококовую конструкцию, горизонтальное оперение 3 и вертикальное оперение 4. Крыло 1 соединено с продольными балками 2. Размещение продольных балок 2 по отношению к крылу 1 таково, что они образуют вместе с крылом «Н»-образную форму на виде в плане (фиг.1,2,3). Причем середина продольных балок 2 находится в районе центра тяжести ЛА.

На концах продольных балок 2 расположены силовые установки, включающие двигатели и поворотные воздушные винты 5, имеющие возможность под действием приводов поворачиваться, изменяя вектор создаваемой ими силы с горизонтального направления на вертикальное и наоборот.

Горизонтальное оперение 3 может располагаться как в хвостовой части (нормальная аэродинамическая схема), так и в носовой части (аэродинамическая схема «утка») (фиг.9), в обоих случаях образуя замкнутую силовую схему: крыло 1, продольные балки 2, горизонтальное оперение 3.

Взлетно-посадочное устройство 6 позволяет ЛА совершать взлет и посадку по-самолетному, с разбегом и пробегом, а также вертикальный взлет и посадку. Комплекс бортового и др. оборудования, топливо и (или) аккумуляторные батареи размещаются в крыле 1. При недостатке объема крыла 1 могут быть использованы объемы дополнительных контейнеров 8 (фиг.4). Полезная нагрузка размещается в съемном контейнере 7, закрепляемом на пилоне 9 под крылом 1 в центре тяжести ЛА. Съемный контейнер 7 и дополнительные контейнеры 8 имеют удобообтекаемую с точки зрения аэродинамики форму. Хвостовое оперение может быть выполнено в форме обратного V, в этом случае оно выполняет функции горизонтального и вертикального оперения за счет наклона его поверхностей под углом к вертикальной плоскости, поскольку аэродинамические силы, возникающие на поверхностях, раскладываются на вертикальную и горизонтальную составляющие.

Функционирование ЛА осуществляется следующим образом.

ЛА имеет три основных режима полета: режим висения и вертикального полета (при вертикальном взлете и посадке), режим горизонтального полета и переходный режим. В каждом из режимов используется свой алгоритм управления.

Режим висения и вертикального полета.

На этом режиме двигатели с воздушными винтами 5 переведены в положение, обеспечивающее вертикальное направление вектора тяги (фиг.6). Устойчивость и управляемость ЛА обеспечивается следующим образом. По тангажу и крену устойчивость и управляемость обеспечивается за счет разности тяг винтов 5 (относительно поперечной оси ЛА - по тангажу, относительно продольной оси ЛА - по крену), по курсу - разностью реактивных моментов за счет различия угловых скоростей вращения диагональных пар винтов 5 при сохранении суммарной тяги, равной весу ЛА. Кроме того, поскольку ЛА имеет малую нагрузку на крыло, порывы ветра могут также парироваться отклонением органов аэродинамического управления.

Режим горизонтального полета.

На этом режиме винты 5 переведены в положение, обеспечивающее горизонтальное направление вектора тяги (фиг.7). Устойчивость и управляемость ЛА обеспечивается органами аэродинамического управления: по тангажу - рулем высоты или цельноповоротным горизонтальным оперением, по крену - элеронами, по курсу - рулем направления.

Переходный режим.

Это сложный режим, на котором ЛА переходит из вертикального полета или режима висения в горизонтальный полет или наоборот. Переход осуществляется путем отклонения винтов 5 в положение, обеспечивающее разложение вектора тяги на две составляющие: горизонтальную и вертикальную (фиг.8).

Claims

1. Летательный аппарат, содержащий планер, органы аэродинамического управления, силовую установку с тандемно расположенными поворотными воздушными винтами и взлетно-посадочные устройства, отличающийся тем, что планер включает две разнесенные продольные балки, крыло, соединенное с продольными балками, двухкилевое вертикальное оперение, установленное на концах продольных балок, горизонтальное оперение, тандемно расположенные поворотные воздушные винты установлены на концах продольных балок, а на участке крыла между продольными балками установлен пилон для закрепления на нем съемного контейнера полезной нагрузки.

2. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение соединено с концами вертикального оперения.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что он снабжен дополнительными контейнерами, расположенными в месте соединения крыла с продольными балками.

3. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что поворотные воздушные винты поворачиваются вместе с двигателями.

4. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что горизонтальное оперение размещено в передней части летательного аппарата, перед крылом, и соединено с продольными балками.

5. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что хвостовое оперение может быть выполнено в форме обратного V.

6. Летательный аппарат по п.1, отличающийся тем, что конструктивно-силовая схема продольных балок представляет собой монококовую конструкцию.