RU2683350C1 - Беспилотный летательный аппарат с тремя узлами крепления - Google Patents
Беспилотный летательный аппарат с тремя узлами крепления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2683350C1 RU2683350C1 RU2017142696A RU2017142696A RU2683350C1 RU 2683350 C1 RU2683350 C1 RU 2683350C1 RU 2017142696 A RU2017142696 A RU 2017142696A RU 2017142696 A RU2017142696 A RU 2017142696A RU 2683350 C1 RU2683350 C1 RU 2683350C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- uav
- mass
- attachment points
- center
- attachment
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
- F42B15/36—Means for interconnecting rocket-motor and body section; Multi-stage connectors; Disconnecting means
Abstract
Изобретение относится к области ракетной техники и, в частности, к области устройств беспилотных летательных аппаратов - БПЛА, крепящихся на носителях различного типа, в том числе к семейству управляемых БПЛА, крепящихся к пусковым установкам нестационарных носителей с помощью трех узлов крепления. Технический результат – повышение эффективности крепления с тремя узлами крепления в условиях габаритных ограничений при минимизации угловых возмущений в движении БПЛА при старте с пусковой установки. Устройство содержит корпус. На нем размещены три узла крепления к внешнему носителю, где первый, второй и третий узлы крепления пронумерованы по направлению полета БПЛА. При этом первый, второй и третий узлы крепления размещены вдоль продольной оси БПЛА. Размещение узлов крепления относительно центра масс выполнено таким образом, что центр масс расположен между первым и третьим узлами крепления. В зависимости от расположения второго узла крепления относительно центра масс предусмотрены заданные соотношения размеров с определенным диапазоном относительных размеров в зависимости от положения второго узла крепления относительно центра масс БПЛА. При этом соблюдено условие, что центр масс БПЛА расположен между первым и третьим узлами крепления. 21 ил.
Description
Изобретение относится к области устройств беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), крепящихся на носителях различного типа, в том числе к семейству управляемых БПЛА, крепящихся к пусковым установкам нестационарных носителей с помощью трех узлов крепления.
При разработке БПЛА, в том числе управляемых ракет, одной из основных задач является размещение на пусковой установке в условиях габаритных ограничений, что требует выбора оптимальных вариантов крепления БПЛА, как по количеству узлов крепления, так и по их расположению на корпусе БПЛА.
Из уровня техники [1] известен зенитный ракетный комплекс «Бук» с ракетой 9М38М, которая выполнена с тремя узлами подвески.
Также из уровня техники [2] известна ракета малой дальности Р-73, выбранная в качестве прототипа, которая также выполнена с тремя узлами крепления, расположенными в развале между двумя верхними к онсолями крыла.
К недостаткам аналога и прототипа следует отнести затруднительность использования при необходимости крепления БПЛА к носителю в условиях габаритных ограничений в связи с риском угловых возмущений при старте с пусковой установки движущегося носителя БПЛА.
Технической проблемой заявляемого изобретения является разработка БПЛА с тремя узлами крепления, обеспечивающего возможность применения в условиях габаритных ограничений, минимизацию при старте с пусковой установки угловых возмущений движущегося БПЛА.
Техническая проблема решена за счет того, что БПЛА содержит корпус, на котором размещены три узла крепления к внешнему носителю, где первый, второй и третий узлы крепления пронумерованы по направлению полета БПЛА, причем первый, второй и третий узлы крепления размещены вдоль продольной оси БПЛА, размещение узлов крепления относительно центра масс выполнено таким образом, что центр масс расположен между первым и третьим узлами крепления, и в зависимости от расположения второго узла крепления относительно центра масс выполняются следующие соотношения размеров:
при совпадении второго узла крепления с центром масс и при расположении второго узла крепления за центром масс
при этом выполняются одновременно соотношения
и
или
и
при расположении второго узла крепления перед центром масс
при этом выполняются одновременно соотношения
и
или
и
L - длина БПЛА,
х2 - расстояние от центра масс БПЛА хцм до второго узла крепления,
х1 - расстояние от второго узла крепления до первого,
х3 - расстояние от второго узла крепления до третьего,
хцм - расстояние от крайней передней точки БПЛА по направлению полета до центра масс хцм.
БПЛА с заявленным соотношением размеров решает задачу размещения на пусковой установке в условиях жестких габаритных ограничений. Оптимальный диапазон параметров найден по результатам многочисленных исследований БПЛА различной геометрии.
Сущность изобретения поясняется графическими материалами, где:
на фиг. 1 изображен общий вид БПЛА без консолей крыла и рулей с указанием месторасположения узлов крепления;
на фиг. 2 изображен общий вид БПЛА;
на фиг. 3 изображен общий вид БПЛА спереди (с консолями крыла и рулей, расположенных тандемно и симметрично относительно продольной оси корпуса);
на фиг. 4, 5, 6, 7 и 8 изображены графики зависимости функции при расположении второго узла крепления за центром масс при изменении значения в диапазоне от 0.1 до 0.4, изменении значения в диапазоне от 0.2 до 0.4 с шагом 0.05, переменном значении в диапазоне от 0 до 0.2 с шагом 0.05;
на фиг. 9, 10, 11, 12 и 13 изображены графики зависимости функции при расположении второго узла крепления за центром масс при изменении значения в диапазоне от 0.2 до 0.4, изменении значения в диапазоне от 0.1 до 0.4 с шагом 0.05, переменном значении в диапазоне от 0 до 0.2 с шагом 0.05;
на фиг. 14, 15, 16 и 17 изображены графики зависимости функции при расположении второго узла крепления перед центром масс при изменении значения в диапазоне от 0.1 до 0.4, изменении значения в диапазоне от 0.2 до 0.4 с шагом 0.05, переменном значении в диапазоне от 0.5 до 0.2 с шагом 0.05;
на фиг. 18, 19, 20 и 21 изображены графики зависимости функции при расположении второго узла крепления перед центром масс при изменении значения в диапазоне от 0.2 до 0.4, изменении значения в диапазоне от 0.1 до 0.4 с шагом 0.05, переменном значения в диапазоне от 0 до 0.2 с шагом 0.05.
БПЛА согласно изобретению содержит корпус 1 с тремя узлами крепления 2-4. Внутри корпуса 1 БПЛА может быть размещена аппаратура системы наведения и системы управления, боевое снаряжение, дополнительно возможно размещение двигательной установки совместно со стартовым двигателем (разгонным блоком) или без него (не показаны). На корпусе 1 размещены консоли крыла 5 и рулей 6 (фиг. 1-3). Размещение узлов крепления выбирается на основании того, что отклонение угла между горизонтальной осью БПЛА в неподвижном состоянии до начала движения и между горизонтальной осью БПЛА после начала движения БПЛА (на фиг. 4-21 обозначено как ΔY) не должно превышать двух градусов, так как при значениях ΔY больше 2° высока вероятность касания БПЛА конструкции пусковой установки и/или носителя, в случае его наличия.
Центр масс (ЦМ) БПЛА, как правило, расположен между первым 2 и третьим 4 узлами крепления (см. фиг. 1-2). Расположение второго узла крепления 3 относительно ЦМ может быть осуществлено тремя вариантами: перед ЦМ, за ЦМ, совпадать с ЦМ. Термин «перед ЦМ» или «за ЦМ» используется относительно предполагаемого направления движения БПЛА.
Термин «передний» или «задний» край БПЛА применяется относительно предполагаемого направления движения БПЛА.
Первый 2, второй 3 и третий 4 узлы крепления размещены вдоль продольной оси БПЛА, размещение узлов крепления 2-4 относительно центра масс выполнено таким образом, что центр масс расположен между первым 2 и третьим 4 узлами крепления, и в зависимости от расположения второго узла крепления 3 относительно центра масс выполняются следующие соотношения размеров:
при совпадении второго узла крепления 3 с центром масс и при расположении второго узла крепления 3 за центром масс
при этом выполняются одновременно соотношения
и
или
и
при расположении второго узла крепления 3 перед центром масс
при этом выполняются одновременно соотношения
и
или
и
L - длина БПЛА,
х2 - расстояние от центра масс БПЛА хцм до второго узла крепления 3,
х1 - расстояние от второго узла крепления 3 до первого узла крепления 2,
х3 - расстояние от второго узла крепления до третьего узла крепления 4,
хцм - расстояние от крайней передней точки БПЛА по направлению полета до центра масс.
Указанные диапазоны геометрических параметров получены по результатам многочисленных расчетов.
Выполнение БПЛА с тремя узлами крепления при указанных соотношениях геометрических размеров расположения узлов крепления обеспечивает безопасный старт с пусковой установки в условиях габаритных ограничений.
Библиография:
1. Зенитные ракетные комплексы «Бук». Ракета 9М38М, устройство и функционирование / С.Н. Ельцин; Балт. гос. техн. ун-т. - СПб., 2009. - 66 с. (стр. 14-16, 60)
2. Бастион, Военно-технический сборник, выпуск №2. Под ред. А.В. Карпенко, Санкт-Петербург, издательство «В&К», 2000, стр. 77, 82-84.
Claims (29)
- Беспилотный летательный аппарат - БПЛА, содержащий корпус, на котором размещены три узла крепления к внешнему носителю, где первый, второй и третий узлы крепления пронумерованы по направлению полета БПЛА, отличающийся тем, что первый, второй и третий узлы крепления размещены вдоль продольной оси БПЛА, размещение узлов крепления относительно центра масс выполнено таким образом, что центр масс расположен между первым и третьим узлами крепления, и в зависимости от расположения второго узла крепления относительно центра масс выполняются следующие соотношения размеров:
- при совпадении второго узла крепления с центром масс и при расположении второго узла крепления за центром масс
- при этом выполняются одновременно соотношения
- и
- или
- и
- при расположении второго узла крепления перед центром масс
- при этом выполняются одновременно соотношения
- и
- или
- и
- L - длина БПЛА,
- x2 - расстояние от центра масс БПЛА хцм до второго узла крепления,
- х1 - расстояние от второго узла крепления до первого узла крепления,
- х3 - расстояние от второго узла крепления до третьего узла крепления,
- хцм - расстояние от крайней передней точки БПЛА по направлению полета до центра масс.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017142696A RU2683350C1 (ru) | 2017-12-07 | 2017-12-07 | Беспилотный летательный аппарат с тремя узлами крепления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2017142696A RU2683350C1 (ru) | 2017-12-07 | 2017-12-07 | Беспилотный летательный аппарат с тремя узлами крепления |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2683350C1 true RU2683350C1 (ru) | 2019-03-29 |
Family
ID=66089954
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017142696A RU2683350C1 (ru) | 2017-12-07 | 2017-12-07 | Беспилотный летательный аппарат с тремя узлами крепления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2683350C1 (ru) |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU6183U1 (ru) * | 1996-09-18 | 1998-03-16 | Григорий Васильевич Маскаев | Микроавиационная робототехническая система |
RU2403182C1 (ru) * | 2009-06-18 | 2010-11-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Беспилотный авиационный комплекс |
US8950698B1 (en) * | 2012-10-26 | 2015-02-10 | The Boeing Company | Convertible compounded rotorcraft |
RU172327U1 (ru) * | 2016-12-28 | 2017-07-04 | Алексей Георгиевич Петропавловский | Беспилотный летательный аппарат |
RU2627975C2 (ru) * | 2016-02-02 | 2017-08-14 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Беспилотный скоростной вертолет, десантируемый с самолета-носителя |
-
2017
- 2017-12-07 RU RU2017142696A patent/RU2683350C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU6183U1 (ru) * | 1996-09-18 | 1998-03-16 | Григорий Васильевич Маскаев | Микроавиационная робототехническая система |
RU2403182C1 (ru) * | 2009-06-18 | 2010-11-10 | Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" | Беспилотный авиационный комплекс |
US8950698B1 (en) * | 2012-10-26 | 2015-02-10 | The Boeing Company | Convertible compounded rotorcraft |
RU2627975C2 (ru) * | 2016-02-02 | 2017-08-14 | Дмитрий Сергеевич Дуров | Беспилотный скоростной вертолет, десантируемый с самолета-носителя |
RU172327U1 (ru) * | 2016-12-28 | 2017-07-04 | Алексей Георгиевич Петропавловский | Беспилотный летательный аппарат |
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
КАРПЕНКО А. В., Бастион, Военно-технический сборник, выпуск 2, Санкт-Петербург, В&К, 2000, с. 77, 82-84. * |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
KR20160072033A (ko) | 이동체 제어 장치, 방법 및 그 방법을 컴퓨터에서 실행하기 위한 프로그램을 기록하는 컴퓨터 판독 가능한 기록매체 | |
KR20160046990A (ko) | 충돌시간 제어 유도 방법 및 시스템 | |
RU2683350C1 (ru) | Беспилотный летательный аппарат с тремя узлами крепления | |
RU2599270C2 (ru) | Крылатая ракета-экранолет (крэ) | |
Wang et al. | Saturation attack based route planning and threat avoidance algorithm for cruise missiles | |
RU2018109347A (ru) | Беспилотный летательный аппарат | |
RU2685591C1 (ru) | Баллистическая ракета | |
RU2544446C1 (ru) | Вращающаяся крылатая ракета | |
RU2327949C1 (ru) | Ракета | |
Palumbo | Guest editor’s introduction: homing missile guidance and control | |
RU105882U1 (ru) | Устройство для управления беспилотным летательным аппаратом | |
RU105985U1 (ru) | Реактивный снаряд системы залпового огня с беспилотным летательным аппаратом | |
KR102242124B1 (ko) | 추적기의 시야로 원격-추적 명령 유도 차량에 대한 재포착 | |
RU2539709C1 (ru) | Управляемая ракета | |
Shin et al. | Design the Guidance Law for Formation Flight of Multiple UAVs | |
VT et al. | The problem of guidance of a gliding unmanned aerial vehicle onto a moving target | |
Bolonkin | Optimal trajectories of air and space vehicles | |
Zhang et al. | Elliptical trajectory guidance law with terminal impact angle constraint | |
RU2005102906A (ru) | Ракетоноситель горизонтального взлета без разбега с низкотемпературным планированием в атмосфере с мягким приземлением ргв "витязь" | |
Sethunathan et al. | Aerodynamic Configuration design of a missile | |
RU2521189C1 (ru) | Маневр боевого самолета канцера | |
Bayramov | Management of UAV energy consumption minimization | |
RU2742495C2 (ru) | Многофункциональная аэродинамическая распределённая система | |
Dogen | A study of the effects of sensor noise and guidance laws on SAM effectiveness against cruise missiles | |
RU203111U1 (ru) | Ракета со стабилизированной по крену головной частью для ведения воздушной разведки |