RU2681423C1 - Modular construction of an unmanned aerial vertical for vertical take-off and landing - Google Patents
Modular construction of an unmanned aerial vertical for vertical take-off and landing Download PDFInfo
- Publication number
- RU2681423C1 RU2681423C1 RU2017144746A RU2017144746A RU2681423C1 RU 2681423 C1 RU2681423 C1 RU 2681423C1 RU 2017144746 A RU2017144746 A RU 2017144746A RU 2017144746 A RU2017144746 A RU 2017144746A RU 2681423 C1 RU2681423 C1 RU 2681423C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuselage
- power
- wing
- landing
- uav
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
- B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
Abstract
Description
Данное изобретение относится к области авиационной техники, а именно к беспилотным летательным аппаратам вертикального взлета и посадки (БЛА ВВП) и может быть использовано с целью мониторинга окружающей среды, в частности аэрофотосъемки и наблюдения.This invention relates to the field of aviation technology, namely to unmanned aerial vehicles of vertical take-off and landing (UAV GDP) and can be used to monitor the environment, in particular aerial photography and surveillance.
Известен «Летательный аппарат вертикального взлета и посадки» по патенту RU №141669, В64С 29/00, опубл. 10.06.2014, Б.И. №16, содержащий фюзеляж, киль, шасси, сочлененное крыло, два подъемно-маршевых вентилятора, каждый из которых состоит из многолопастного винта с изменяемым шагом в профилированном кольце с независимо управляемым приводом поворота, силовую установку, обеспечивающую создание необходимой силы тяги, с одним или более двигателями, используемыми во всех режимах полета ЛА, узлом передачи вращающего момента, в качестве которого используют механический редуктор от двигателя на приводные валы подъемно-маршевых вентиляторов и устройство управления тангажом. При этом, подъемно-маршевые вентиляторы закреплены вблизи центра масс, симметрично относительно оси ЛА на полой силовой балке, жестко соединенной с фюзеляжем.Known "Aircraft vertical take-off and landing" according to patent RU No. 141669, B64C 29/00, publ. 06/10/2014, B.I. No. 16, containing the fuselage, keel, landing gear, articulated wing, two lift-march fans, each of which consists of a multi-blade propeller with a variable pitch in a profiled ring with an independently controlled rotary drive, a power plant that provides the necessary traction, with one or more than the engines used in all flight modes of the aircraft, the torque transmission unit, which is used as a mechanical gear from the engine to the drive shafts of the lift-march fans and the device is controlled ia pitch. At the same time, lift-march fans are fixed near the center of mass, symmetrically relative to the axis of the aircraft on a hollow power beam rigidly connected to the fuselage.
Недостатком данного летательного аппарата вертикального взлета и посадки является конструктивная особенность выполнения корпуса фюзеляжа неразъемным, что снижает функциональные возможности и делает доступ в случае ремонта к агрегатам и узлам неудобным и трудоемким, а отсутствие составляющей модульности конструкции не позволяет просто произвести сборку и разборку для осуществления транспортировки, что также снижает функциональные возможности. Также наличие сочлененного крыла ведет к усложнению конструкции, увеличению веса и снижению надежности и безопасности, что в целом снижает эффективность данного летательного аппарата вертикального взлета и посадки.The disadvantage of this vertical take-off and landing aircraft is the design feature of the fuselage body being one-piece, which reduces functionality and makes access to units and assemblies uncomfortable and time-consuming in case of repair, and the lack of a modular component of the structure does not allow assembly and disassembly for transportation, which also reduces functionality. Also, the presence of an articulated wing leads to a complication of the design, an increase in weight and a decrease in reliability and safety, which generally reduces the effectiveness of this aircraft of vertical take-off and landing.
Известен «Вертикальный взлетно-посадочный беспилотный летательный аппарат с неподвижным крылом» (CN №106672232 (А) В64С 27/08, В64С 27/26 опубл. 17.05.2017), содержащий фюзеляж, отклоняемое крыло, элероны, подъемные винты, силовые установки подъемных винтов, привод механизма поворота крыла (наклонный механизм), наклоняемый горизонтальный стабилизатор, киль, силовую установку хвостового винта, носовое и заднее шасси колесного типа. Привод механизма поворота крыла регулирует угол наклона крыла и горизонтальный стабилизатор для реализации взаимного преобразования вертикального положения взлета и посадки и плоского состояния полета самолета. Силовая установка подъемного винта расположена на каждой консоли крыла. Силовая установка хвостового винта обеспечивает прямое движение, чтобы повысить эффективность самолета в крейсерском состоянии. Силовые установки подъемных винтов и силовая установка хвостового винта имеют разные скорости вращения.The well-known "vertical takeoff and landing unmanned aerial vehicle with a fixed wing" (CN No. 106672232 (A) B64C 27/08, B64C 27/26 publ. 05.17.2017), containing the fuselage, deflectable wing, ailerons, lifting screws, lifting power plants propellers, wing rotation mechanism drive (tilting mechanism), tiltable horizontal stabilizer, keel, tail rotor powerplant, nose and rear wheel-mounted chassis. The drive of the wing rotation mechanism controls the angle of inclination of the wing and the horizontal stabilizer to realize mutual conversion of the vertical position of takeoff and landing and the plane state of flight of the aircraft. The propeller of the lift screw is located on each wing console. The tail rotor propulsion system provides direct movement to increase cruising performance. The power plants of the lifting screws and the power plant of the tail rotor have different speeds of rotation.
Недостатком данного летательного аппарата вертикального взлета и посадки является конструктивная особенность выполнения корпуса фюзеляжа неразъемным, что снижает функциональные возможности летательного аппарата и делает доступ в случае ремонта к агрегатам и узлам неудобным и трудоемким, а отсутствие составляющей модульности конструкции не позволяет произвести просто сборку и разборку для осуществления транспортировки, что также снижает функциональные возможности данного летательного аппарата, а в целом снижающими эффективность летательного аппарата.The disadvantage of this aircraft vertical takeoff and landing is the design feature of the fuselage body is one-piece, which reduces the functionality of the aircraft and makes access to the units and nodes in the case of repair inconvenient and time-consuming, and the lack of modularity of the structure does not allow easy assembly and disassembly for implementation transportation, which also reduces the functionality of this aircraft, but generally reduces efficiency aircraft.
Наиболее близкой по технической сущности и взятой в качестве прототипа является «Малогабаритная беспилотная авиационная система самолетного типа для воздушного наблюдения и разведки» по патенту RU №2473455, МПК В64С 39/02 опубл. 27.01.2013 Б.И. №3., включающая наземную станцию управления; бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом; пусковое устройство и несущий полезную нагрузку разборный беспилотный летательный аппарат модульной конструкции, включающий носовую часть, с расположенной в ней полезной нагрузкой, содержащую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом, крыло с элеронами, фюзеляж, содержащий центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу, силовую установку в виде электродвигателя, регулирующий контроллер и толкающий воздушный винт со складывающимися лопастями, приводимыми во вращательное движение при подаче электропитания на электродвигатель от аккумуляторной батареи, размещенной в нижней центральной части фюзеляжа, в батарейном отсеке, выполненном с возможностью отстыковки от фюзеляжа, центральный лонжерон фюзеляжа беспилотного летательного аппарата выполнен в виде съемной композитной трубки, средняя часть которой плотно размещена внутри расположенного в фюзеляже цилиндрического держателя, продольная ось которого перпендикулярна продольной оси фюзеляжа. Периферийные части трубки плотно входят в установленные в левой и правой частях крыла боковые цилиндрические держатели. На торцах трубки, входящих в боковые держатели, установлены дисковые вставки из композитного материала. Один край боковых держателей прикреплен к первым нервюрам левой и правой частей крыла, примыкающим к фюзеляжу, а второй край боковых цилиндрических держателей, проходящих через вторые нервюры левой и правой частей крыла, жестко прикреплен к первым относительно передней кромки крыла лонжеронам левой и правой частей крыла. Носовая часть выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа и обратной пристыковки к нему. В верхней центральной части фюзеляжа размещен парашютный отсек для размещения несущей полезной нагрузки в виде парашютной системы, присоединенной с помощью звеньев крепления к фюзеляжу.The closest in technical essence and taken as a prototype is “Small-sized unmanned aerial system of aircraft type for aerial surveillance and reconnaissance” according to patent RU No. 2473455, IPC ВСС 39/02 publ. 01/27/2013 B.I. No. 3., including a ground control station; airborne and ground-based radio communications, navigation and flight controls; a launching device and a payload bearing a collapsible unmanned aerial vehicle of modular design, including the nose, with the payload located in it, containing the nose fairing with a hole cut through it, covered with transparent material, the wing with ailerons, the fuselage containing the central spar, attachment points and locking connections of the bow, left and right wing to the fuselage, a power unit in the form of an electric motor, a regulating controller and a pushing propeller with folding with blades driven into rotational motion when power is supplied to the electric motor from the battery located in the lower central part of the fuselage, in the battery compartment, made with the possibility of undocking from the fuselage, the central spar of the fuselage of the unmanned aerial vehicle is made in the form of a removable composite tube, the middle part of which tightly placed inside the cylindrical holder located in the fuselage, the longitudinal axis of which is perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage. The peripheral parts of the tube fit tightly into the lateral cylindrical holders installed in the left and right parts of the wing. At the ends of the tube included in the side holders, disk inserts made of composite material are installed. One edge of the side holders is attached to the first ribs of the left and right parts of the wing adjacent to the fuselage, and the second edge of the side cylindrical holders passing through the second ribs of the left and right parts of the wing is rigidly attached to the first side members of the left and right parts of the wing relative to the front edge of the wing. The bow is made with the possibility of disconnecting from the fuselage and back docking to it. In the upper central part of the fuselage there is a parachute compartment for accommodating the payload carrier in the form of a parachute system connected via fuselage attachment links.
Недостатком беспилотного летательного аппарата малогабаритной беспилотной авиационной системы самолетного типа модульной конструкции является конструктивная особенность, согласно которой носовая часть выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа, что снижает прочностные характеристики конструкции и увеличивает вес за счет усиления носовой части. Использованные в прототипе узлы крепления и замочные соединения увеличивают массу летательного аппарата, что при прочих равных условиях ухудшает аэродинамические характеристики, снижает продолжительность полета и безопасность. Отсутствие объема для установки более эффективных массивных полезных нагрузок, например, топливного бака. Также конструктивным недостатком является неразъемное выполнение корпуса фюзеляжа, что делает доступ в случае ремонта к агрегатам и узлам затруднительным, снижающим функциональные возможности. Съемная композитная трубка, ось которой проходит перпендикулярно оси фюзеляжа является недостаточно прочной, так как под действием изгибающего момента от крыльев она может разрушиться, что снижает надежность и безопасность, а в целом снижает эффективность беспилотного летательного аппарата.The disadvantage of an unmanned aerial vehicle of a small-sized unmanned aerial system of an aircraft-type modular design is a design feature, according to which the nose is made with the possibility of detachment from the fuselage, which reduces the strength characteristics of the structure and increases weight due to the strengthening of the nose. Used in the prototype fasteners and locking joints increase the mass of the aircraft, which, ceteris paribus, affects aerodynamic performance, reduces flight duration and safety. Lack of space to install more efficient massive payloads such as a fuel tank. Also, a structural drawback is the integral execution of the fuselage body, which makes access in the case of repair to units and nodes difficult, reducing functionality. A removable composite tube whose axis runs perpendicular to the axis of the fuselage is not strong enough, since under the influence of a bending moment from the wings it can collapse, which reduces reliability and safety, and generally reduces the efficiency of an unmanned aerial vehicle.
Решаемой задачей предлагаемого изобретения является создание простого и надежного беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки модульной конструкции на основе композитной силовой балки и разъемного корпуса фюзеляжа.The problem of the invention is the creation of a simple and reliable unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing of a modular design based on a composite power beam and a detachable fuselage body.
Техническим результатом от использования изобретения является создание эффективного беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки модульной конструкции за счет расширения его функциональных возможностей.The technical result from the use of the invention is the creation of an effective unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing of a modular design by expanding its functionality.
Технический результат достигается тем, что в Модульной конструкции беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки, включающей силовой элемент несущей балки, жестко закрепленный внутри фюзеляжа, крыло с элеронами, узлы крепления, силовую установку, расположенную в фюзеляже, аккумуляторную батарею, согласно которой, крыло выполнено цельным, на каждой консоли крыла выполнены пилоны с двумя подъемными винтами для вертикального взлета и посадки, силовая установка выполнена в виде маршевого двигателя с воздушным винтом, который размещен в передней части фюзеляжа для обеспечения горизонтального полета, в качестве силового элемента несущей балки введена силовая композитная балка, которая выполнена в виде прямоугольной цельной конструкции, внутри которой расположен ферменный заполнитель, при этом силовая композитная балка расположена после маршевого двигателя, а ее конец расположен за пределами фюзеляжа, на котором расположено и закреплено винтами бортовое оборудование и хвостовое оперение, включающее киль, руль направления, стабилизатор, руль высоты, силовая композитная балка закреплена жестко к нижней части корпуса фюзеляжа, параллельно его оси при помощи винтов и базовых кромок прямоугольной формы в виде пластин, оси которых перпендикулярны оси корпуса фюзеляжа, базовые кромки выполнены с загнутыми концами, их нижняя часть прикреплена к композитной силовой балке, загнутые концы прикреплены к стенкам корпуса фюзеляжа с внутренней стороны, причем корпус фюзеляжа выполнен разъемным, состоящим из верхней и нижней частей, соединенных между собой заклепочными гайками, в верхней части корпуса фюзеляжа, внутри его, выполнен отсек для расположения полезной нагрузки, который разделен на два отсека, по обе стороны от аккумуляторной батареи, которая расположена на центральной части крыла, внутри корпуса фюзеляжа.The technical result is achieved by the fact that in the modular design of the unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing, including the power element of the carrier beam, rigidly fixed inside the fuselage, the wing with ailerons, attachment points, the power unit located in the fuselage, the battery, according to which, the wing is made integral, on each wing console pylons with two lifting screws for vertical take-off and landing are made, the power plant is made in the form of a mid-flight engine with a propeller, which is placed in front of the fuselage to ensure horizontal flight, a power composite beam is introduced as a power element of the carrier beam, which is made in the form of a rectangular solid structure, inside which there is a truss filler, while the power composite beam is located after the main engine, and its end is located outside the fuselage, on which the onboard equipment and the tail unit, including the keel, rudder, stabilizer, elevator, are located and fixed with screws the composite power beam is fixed rigidly to the lower part of the fuselage body, parallel to its axis using screws and rectangular base edges in the form of plates whose axes are perpendicular to the axis of the fuselage body, the base edges are made with bent ends, their lower part is attached to the composite power beam, bent the ends are attached to the walls of the fuselage body from the inside, and the fuselage body is made detachable, consisting of upper and lower parts interconnected by rivet nuts, in the upper part to the body of the fuselage, inside it, there is a compartment for the location of the payload, which is divided into two compartments, on both sides of the battery, which is located on the central part of the wing, inside the fuselage body.
Для пояснения технической сущности рассмотрим чертежи:To clarify the technical nature, consider the drawings:
фиг. 1 - Модульная конструкция БЛА ВВП с отстыкованной от корпуса верхней крышкой;FIG. 1 - Modular design of UAV UAV with top cover undocked from the body;
фиг. 2 - Продольный разрез Модульной конструкции БЛА ВВП сечения А-А - вид сбоку;FIG. 2 - A longitudinal section of the Modular design of the UAV GDP GDP section AA - side view;
фиг. 3 - Модульная конструкция БЛА ВВП в изометрии;FIG. 3 - Modular design of UAV UAV in isometry;
фиг. 4 - Поперечный разрез Модульной конструкции БЛА ВВП сечения Б-Б - вид спереди, где:.FIG. 4 - Cross section of the Modular design of the UAV GDP GDP section BB - front view, where :.
1 - корпус фюзеляжа1 - fuselage body
2 - силовая балка2 - power beam
3 - хвостовое оперение3 - tail
4 - бортовое оборудование4 - on-board equipment
5 - маршевый двигатель5 - marching engine
6 - крыло6 - wing
7 - пилоны7 - pylons
8 - подъемные винты8 - lifting screws
9 - маршевый (воздушный) винт9 - marching (propeller) propeller
10 - базовая кромка10 - base edge
11 - элероны11 - ailerons
12 - киль12 - keel
13 - руль направления13 - rudder
14 - стабилизатор14 - stabilizer
15 - руль высоты15 - elevator
16 - аккумуляторная батарея,16 - battery
17 - отсек для полезной нагрузки17 - payload compartment
БЛА ВВП содержит разъемный корпус фюзеляжа 1, состоящий из верхней и нижней частей и силовую композитную балку 2, выполненную в виде прямоугольной цельной конструкции, внутри которой находится ферменный заполнитель. Силовая композитная балка 2 закреплена к нижней части корпуса при помощи винтов и проходит внутри корпуса 1 параллельно его оси. Корпус фюзеляжа 1 имеет продолговатую форму с отсеком для размещения полезной нагрузки 17 внутри, разделенным на два небольших отсека посредством аккумуляторной батареи 16, установленной на центральной части крыла 6 внутри корпуса фюзеляжа 1. Базовые кромки 10 служат для фиксации силовой композитной балки к нижней части корпуса фюзеляжа, а также служат для создания жесткости корпуса фюзеляжа 1. Базовые кромки 10 имеют прямоугольную форму с загнутыми концами, которыми они присоединены к боковой части корпуса фюзеляжа 1 при помощи заклепочных гаек, а их нижняя часть присоединена к силовой композитной балке 2.UAV UAV contains a
К силовой композитной балке 2, расположенной после маршевого двигателя жестко прикреплено крыло 6 при помощи проставки с использованием двух втулок и фиксатора. Крыло 6 имеет элероны 11 на концах и состоит из двух консолей, на каждой из которых установлены пилоны 7 с двумя винтами 8 на концах. На конце силовой композитной балки 2, выходящей за пределы корпуса фюзеляжа расположено хвостовое оперение 3, включающее в себя киль 12, руль направления 13, стабилизатор 14, руль высоты 15 и система бортового оборудования 4 (в которую входят: цифровая полудуплексная система передачи информации, модуль навигации, сервопривод). Маршевый двигатель 5 размещен в передней части корпуса БЛА ВВП. Маршевый воздушный винт 9, расположенный в передней части корпуса фюзеляжа 1 за его пределами приводится во вращательное движение при подаче электропитания на маршевый двигатель 5 от аккумуляторной батареи 16, размещенной внутри корпуса фюзеляжа на крыле.To the
Сборка БЛА ВВП модульной конструкции осуществляется следующим образом:The assembly of UAV GDP modular design is as follows:
К обеим консолям крыла 6 присоединяются пилоны 7 с двумя подъемными винтами 8 на концах каждого пилона и закрепляются при помощи винтов. Крыло 6 с установленными пилонами 7 с подъемными винтами 8 крепится к силовой композитной балке 2 с ферменным заполнителем внутри посредством проставки, втулок и фиксатора. К концу силовой композитной балки 2 прикрепляется хвостовое оперение 3, включающее в себя киль 12, руль направления 13, стабилизатор 14, руль высоты 15 и система бортового оборудования 4. Далее нижняя часть силовой композитной балки 2 жестко прикрепляется изнутри к нижней части корпуса фюзеляжа 1 при помощи винтов и базовых кромок 10, загнутые концы которых прикрепляются к стенкам корпуса фюзеляжа 1, а нижняя часть к силовой композитной балке 2. В передней части корпуса фюзеляжа 1 устанавливается маршевый двигатель 5 с маршевым воздушным винтом 9. На центральную часть крыла 6, внутри корпуса фюзеляжа при помощи фиксатора, втулок и винтов прикрепляется аккумуляторная батарея 16 в тонкостенном контейнере, при этом она делит отсек, находящийся внутри корпуса фюзеляжа в его верхней части на два отсека, что позволяет установить внутрь дополнительную эффективную полезную нагрузку в виде, например, топливного бака или парашютной системы. Разъемный корпус фюзеляжа 1, состоящий из верхней и нижней частей позволяет обеспечить быстрый доступ, ремонт и замену деталей и узлов в случае поломки данного БЛА ВВП, что повышает функциональные возможности данного БЛА ВВП., модульность, а в целом делает БЛА ВВП эффективным. Верхняя часть корпуса фюзеляжа 1 состыковывается с нижней частью корпуса фюзеляжа 1 и закрепляется.To both
Заявляемое устройство работает следующим образом:The inventive device operates as follows:
Управление БЛА ВВП ведется с наземной станции управления (НСУ) оператором полета. Перед началом полета оператор производит создание требуемой программы полета и ее запись на карту памяти, которая устанавливается в БКУ (блок управления самолетом). Затем производится установка заряженной аккумуляторной батареи 16 на центральную часть крыла 6 внутрь корпуса фюзеляжа 1 БЛА ВВП. Оператор производит запуск маршевого двигателя 5, находящегося в передней части фюзеляжа на холостых оборотах, за счет этого начинается вращение маршевого воздушного винта 9. Через определенный промежуток времени происходит включение подъемных винтов 8 и отрыв БЛА ВВП от земли. После набора необходимой высоты осуществляется включение маршевого винта 9 и через небольшой промежуток времени (10-20 с) происходит отключение подъемных винтов 8. После этого данный БЛА ВВП способен передвигаться горизонтально. При необходимости полетов по вертикали или зависания в воздухе (например, для наблюдения или аэросъемки) происходит включение подъемных винтов 8 и отключение маршевого воздушного винта 9. При посадке происходит выключение маршевого винта 9 и включение подъемных винтов 8, БЛА ВВП опускается.UAV UAV is controlled from the ground control station (NSU) by the flight operator. Before the flight starts, the operator creates the required flight program and writes it to the memory card, which is installed in the BKU (airplane control unit). Then the charged
Крыло 6 обеспечивает создание подъемной силы, а элероны 11, расположенные на каждой консоли крыла служат для обеспечения поперечной управляемости самолета. Путевое управление осуществляется рулем направления 13.The
Разборка БЛА ВВП осуществляется в обратном порядке:Dismantling UAV GDP is carried out in the reverse order:
Отстыковка верхней части корпуса фюзеляжа 1 от нижней. Отсоединение аккумуляторной батареи 16 от крыла 6. Отсоединение нижней части корпуса фюзеляжа 1. Отсоединения маршевого двигателя 5 с воздушным винтом 9. Отсоединение крыла 6 с пилонами 7 и винтами 8 на их концах от нижней части корпуса фюзеляжа 1. Последовательное отсоединение от композитной силовой балки 2, выполненной из ферменного заполнителя, бортового оборудования 4, хвостового оперения 3.Undocking the upper part of the
По своим технико-экономическим преимуществам, по сравнению с известными аналогами, предлагаемое изобретение позволяет создать эффективный, т.е. надежный и прочный, беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки за счет введения композитной силовой балки прямоугольной формы с ферменным заполнителем внутри, что позволяет сделать конструкцию БЛА ВВП модульной и делает предлагаемый БЛА ВВП удобнее для сборки, разбора и транспортировки. Силовая композитная балка жестко закреплена внутри корпуса в нижней части фюзеляжа при помощи винтов и базовых кромок для фиксации балки, например, по длине силовой балки тремя базовыми кромками, оси которых перпендикулярны оси фюзеляжа. Базовые кромки выполнены с загнутыми концами, их нижняя часть прикреплена к композитной силовой балке, а загнутые концы прикреплены к стенкам корпуса фюзеляжа с внутренней стороны. Базовые кромки увеличивают жесткость корпуса фюзеляжа и делают данный БЛА ВВП безопасным и прочным. Разъемный корпус, состоящий из верхней и нижней частей позволяет обеспечить быстрый доступ, ремонт и замену деталей и узлов в случае поломки данного БЛА ВВП, что повышает функциональные возможности данного БЛА ВВП и его модульность, то есть возможность полного разбора БЛА ВВП для более удобной транспортировки и последующей сборки для эксплуатации. Отсек, находящийся внутри корпуса фюзеляжа в его верхней части разделен на два отсека аккумуляторной батареей, находящейся на центральной части крыла внутри корпуса, что позволяет установить внутрь дополнительную эффективную полезную нагрузку, например, в виде топливного бака или парашютной системы. Установленные на обеих консолях крыла пилоны с подъемными винтами служат для вертикально взлета и посадки данного БЛА, что также увеличивает его функциональные возможности и область его использования.According to its technical and economic advantages, in comparison with the known analogues, the present invention allows to create an effective, i.e. reliable and durable, unmanned aerial vehicle of vertical take-off and landing due to the introduction of a rectangular rectangular shaped power beam with truss filler, which makes the UAV GDP design modular and makes the proposed UAV GDP easier to assemble, disassemble and transport. The composite power beam is rigidly fixed inside the body at the bottom of the fuselage with screws and base edges for fixing the beam, for example, along the length of the power beam with three base edges whose axes are perpendicular to the axis of the fuselage. The base edges are made with curved ends, their lower part is attached to the composite power beam, and the curved ends are attached to the walls of the fuselage body from the inside. Base edges increase the rigidity of the fuselage body and make this UAV GDP safe and durable. A detachable housing consisting of upper and lower parts allows for quick access, repair and replacement of parts and assemblies in the event of a breakdown of this UAV GDP, which increases the functionality of this UAV GDP and its modularity, that is, the possibility of a complete analysis of the UAV GDP for more convenient transportation and subsequent assembly for operation. The compartment located inside the fuselage body in its upper part is divided into two compartments by a battery located on the central part of the wing inside the body, which allows you to install an additional effective payload inside, for example, in the form of a fuel tank or parachute system. Pylons installed on both wing consoles with lifting screws serve for vertically take-off and landing of this UAV, which also increases its functionality and its scope.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017144746A RU2681423C1 (en) | 2017-12-19 | 2017-12-19 | Modular construction of an unmanned aerial vertical for vertical take-off and landing |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017144746A RU2681423C1 (en) | 2017-12-19 | 2017-12-19 | Modular construction of an unmanned aerial vertical for vertical take-off and landing |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2681423C1 true RU2681423C1 (en) | 2019-03-06 |
Family
ID=65632804
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017144746A RU2681423C1 (en) | 2017-12-19 | 2017-12-19 | Modular construction of an unmanned aerial vertical for vertical take-off and landing |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2681423C1 (en) |
Cited By (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3770066A1 (en) * | 2019-07-25 | 2021-01-27 | Delivery Eagle Ag | Drone for low-noise delivery of objects |
RU207716U1 (en) * | 2021-08-12 | 2021-11-12 | Федеральное государственное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Collapsible unmanned aerial vehicle with horizontal vertical takeoff and landing |
RU2764311C1 (en) * | 2021-07-17 | 2022-01-17 | Владимир Валерьевич Барабаш | Aircraft with vertical takeoff and landing and/or vertical takeoff and landing with shortened run |
RU2771536C1 (en) * | 2021-03-12 | 2022-05-05 | Максим Анатольевич Миронов | Unmanned aerial vehicle for vertical takeoff and landing |
RU2793711C1 (en) * | 2022-08-08 | 2023-04-04 | Федеральное государственное казенное образовательное учреждение высшего образования "Московский пограничный институт Федеральной службы безопасности Российской Федерации" | Mobile unmanned aerial system for aerial surveillance and reconnaissance |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2422327C1 (en) * | 2010-02-05 | 2011-06-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Modular unmanned aircraft |
RU2473455C2 (en) * | 2009-07-02 | 2013-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" (ОАО "Корпорация "Иркут") | Compact drone system |
US20160297520A1 (en) * | 2014-04-11 | 2016-10-13 | Jaime G. Sada-Salinas | Modular nacelles to provide vertical takeoff and landing (vtol) capabilities to fixed wing aerial vehicles, and associated systems and methods |
RU166890U1 (en) * | 2016-01-11 | 2016-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | MULTI-LAYER PANEL FILLER |
RU2638221C2 (en) * | 2016-03-18 | 2017-12-12 | Открытое акционерное общество "Рикор Электроникс" | Vertical take-off and landing aircraft and method to control its flight |
-
2017
- 2017-12-19 RU RU2017144746A patent/RU2681423C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2473455C2 (en) * | 2009-07-02 | 2013-01-27 | Открытое акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" (ОАО "Корпорация "Иркут") | Compact drone system |
RU2422327C1 (en) * | 2010-02-05 | 2011-06-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Modular unmanned aircraft |
US20160297520A1 (en) * | 2014-04-11 | 2016-10-13 | Jaime G. Sada-Salinas | Modular nacelles to provide vertical takeoff and landing (vtol) capabilities to fixed wing aerial vehicles, and associated systems and methods |
RU166890U1 (en) * | 2016-01-11 | 2016-12-10 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | MULTI-LAYER PANEL FILLER |
RU2638221C2 (en) * | 2016-03-18 | 2017-12-12 | Открытое акционерное общество "Рикор Электроникс" | Vertical take-off and landing aircraft and method to control its flight |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3770066A1 (en) * | 2019-07-25 | 2021-01-27 | Delivery Eagle Ag | Drone for low-noise delivery of objects |
RU2771536C1 (en) * | 2021-03-12 | 2022-05-05 | Максим Анатольевич Миронов | Unmanned aerial vehicle for vertical takeoff and landing |
RU2764311C1 (en) * | 2021-07-17 | 2022-01-17 | Владимир Валерьевич Барабаш | Aircraft with vertical takeoff and landing and/or vertical takeoff and landing with shortened run |
RU207716U1 (en) * | 2021-08-12 | 2021-11-12 | Федеральное государственное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Collapsible unmanned aerial vehicle with horizontal vertical takeoff and landing |
RU2793711C1 (en) * | 2022-08-08 | 2023-04-04 | Федеральное государственное казенное образовательное учреждение высшего образования "Московский пограничный институт Федеральной службы безопасности Российской Федерации" | Mobile unmanned aerial system for aerial surveillance and reconnaissance |
RU219528U1 (en) * | 2023-03-02 | 2023-07-21 | Акционерное общество "ЭЙРБУРГ" | SMALL UNMANNED VERTICAL TAKEOFF AND LANDING VEHICLE |
RU2816463C1 (en) * | 2023-03-03 | 2024-03-29 | Кристина Игоревна Петрова | Modular drone |
RU225258U1 (en) * | 2023-03-28 | 2024-04-16 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования Иркутский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВО ИрГУПС) | Vertical take-off and landing unmanned aerial vehicle "InfraScan" |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109018320B (en) | X-shaped tilt wing aircraft | |
US10538321B2 (en) | Tri-rotor aircraft capable of vertical takeoff and landing and transitioning to forward flight | |
CN109305357B (en) | Double-tilting-wing aircraft with quadrilateral link mechanism | |
CN109606672B (en) | Tilt rotor aircraft with a downwardly tiltable rear rotor | |
US10124890B2 (en) | Modular nacelles to provide vertical takeoff and landing (VTOL) capabilities to fixed wing aerial vehicles, and associated systems and methods | |
US9896200B2 (en) | Vertical takeoff and landing vehicle with increased cruise efficiency | |
EP3647193A1 (en) | Vertical takeoff and landing dual-wing aerial vehicle | |
US8708273B2 (en) | Three-wing, six tilt-propulsion unit, VTOL aircraft | |
US8950698B1 (en) | Convertible compounded rotorcraft | |
RU2681423C1 (en) | Modular construction of an unmanned aerial vertical for vertical take-off and landing | |
US8616492B2 (en) | Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft | |
WO2019211875A1 (en) | Hybrid vertical takeoff and landing (vtol) aircraft with vehicle assist | |
RU2507122C1 (en) | Aircraft | |
US8857755B2 (en) | Vertical/short take-off and landing passenger aircraft | |
CN105620735A (en) | High speed multi-rotor vertical takeoff and landing aircraft | |
WO2013039853A1 (en) | Three wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft | |
RU181389U1 (en) | MODULAR DESIGN OF THE UNMANNED AIRCRAFT VERTICAL TAKEOFF AND LANDING WITH COMBINED POWER PLANT | |
WO2019172804A1 (en) | Convertiplane | |
RU2674622C1 (en) | Convertiplane | |
RU2770389C2 (en) | Rotary-wing aircraft with propulsion unit on rotating rod | |
RU2688506C1 (en) | Transformable unmanned aerial vehicle | |
US20210253239A1 (en) | Tail sitter stop-fold aircraft | |
RU179906U1 (en) | Modular unmanned aerial vehicle, vertical take-off and landing | |
EP2625094A1 (en) | Three wing, six tilt-propulsion unit, vtol aircraft | |
CN117460667A (en) | Series of hoverable convertible aircraft and method for constructing a hoverable convertible aircraft |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201220 |