RU2703658C1 - Беспилотный самолёт - Google Patents

Беспилотный самолёт Download PDF

Info

Publication number
RU2703658C1
RU2703658C1 RU2015153516A RU2015153516A RU2703658C1 RU 2703658 C1 RU2703658 C1 RU 2703658C1 RU 2015153516 A RU2015153516 A RU 2015153516A RU 2015153516 A RU2015153516 A RU 2015153516A RU 2703658 C1 RU2703658 C1 RU 2703658C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
wing
section
air intake
nozzle
unmanned aircraft
Prior art date
Application number
RU2015153516A
Other languages
English (en)
Inventor
Анатолий Лонгинович Болсуновский
Александр Николаевич Власов
Вячеслав Геннадиевич Кажан
Андрей Вячеславович Кажан
Валерий Леонидович Суханов
Александр Николаевич Шаныгин
Андрей Владимирович Шенкин
Original Assignee
Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация в лице Министерства промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2015153516A priority Critical patent/RU2703658C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2703658C1 publication Critical patent/RU2703658C1/ru

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00Wings
    • B64C3/10Shape of wings
    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64CAEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/10All-wing aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

Беспилотный самолет содержит несущий корпус, крыло с аэродинамическими органами управления, силовую установку, включающую двигатель, воздухозаборник и сопло, шасси и бортовую радиолокационную станцию. Несущий корпус выполнен в виде отсека крыла малого удлинения с углом стреловидности 50…75° по передней кромке, задняя кромка которого выполнена с изломом. Часть задней кромки с размахом, в 2…4 раза превышающим ширину расположенного по оси самолета сопла, имеет стреловидность -5…-15°, а внешняя часть стыкуется с задней кромкой консоли крыла и выполнена с углом стреловидности -65…-85°, боковые сечения сочленяются с консолями крыла, которое выполнено с удлинением 15…25 и углом стреловидности 5…17° по передней кромке. Изобретение направлено на обеспечение малого уровня демаскирующих признаков при сохранении высокого уровня аэродинамической эффективности, весовой отдачи и управляемости. 5 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности, к разработке высотных беспилотных самолетов большой продолжительности полета, предназначенных для осуществления разведывательных операций, мониторинга обширных территорий в интересах МЧС, природоохраны, топливно-энергетического комплекса и т.п.
Известен высотный самолет М-55, разработанный ОКБ им. Мясищева (см. www.aviapages.ru/…/951745108.shtml). М-55 осуществляет полет на высоте до 22 км со скоростью более 700 км/час. Продолжительность полета самолета составляет около 4 час. Самолет выполнен по двухбалочной схеме и содержит фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, силовая установка с боковыми воздухозаборниками, горизонтальное и вертикальное оперение, размещенное на балках.
Недостатками указанного самолета являются малое полетное время и высокий уровень заметности для средств, препятствующих сбору информации.
Известен высотный самолет U-2, разработанный в США (см. ru.wikipedia.org/wiki/U2). U-2 осуществляет полет на высоте до 22 км со скоростью до 700 км/час. Продолжительность полета самолета составляет около 12 час. Самолет выполнен по классической схеме и содержит фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, силовая установка с боковыми воздухозаборниками, горизонтальное и вертикальное оперение. Самолет имеет практически прямое крыло с удлинением λ≅10.
Недостатком указанного самолета являются небольшое полетное время (время барражирования в зоне на удалении 2000 км от точки старта составляет менее 6 час.) и высокий уровень заметности.
В результате, указанные недостатки не позволяют применять данные самолеты для постоянного мониторинга обширной территории с передачей достоверной информации в реальном масштабе времени.
Известен дозвуковой малозаметный самолет В-2, разработанный в США (см. ru.wikipedia.org/…/Northrop_B-2_Spirit). В-2 осуществляет полет на высоте до 14 км со скоростью до 900 км/час. Продолжительность полета самолета составляет около 12 час. Самолет выполнен по схеме «летающее крыло», в котором кабина экипажа, оборудование, силовая установка с надкрыльевыми воздухозаборниками расположены в центральной части крыла, горизонтальное и вертикальное оперение отсутствует.
Недостатком указанной схемы самолета являются небольшое полетное время (время барражирования в зоне на удалении 2000 км от точки старта составляет около 6 час.) и относительно небольшая высота полета (до 14000 м), что ограничивает зону обзора. Указанные недостатки не позволяют применять данный самолет для постоянного мониторинга обширной территории.
Наиболее близким к предлагаемому изобретению является высотный беспилотный самолет большой продолжительности полета «Глоубал Хоук», разработанный в США (см. ru.wikipedia.org/wiki/RQ-4_Global_Hawk - прототип). Самолет выполнен по классической схеме и содержит фюзеляж, в котором расположены оборудование, силовую установку с надфюзеляжным воздухозаборником, практически прямое крыло сверхбольшого удлинения λ≅25, шасси, V-образное оперение, аэродинамические органы управления, бортовую радиолокационную станцию (БРЛС). «Глоубал Хоук» осуществляет полет на высоте до 22 км со скоростью до 650 км/час. Продолжительность полета самолета составляет более 36 час. Однако, прототип имеет высокий уровень заметности, что существенно ограничивает районы его применения. Кроме того, компоновка «Глоубал Хоук» позволяет разместить только БРЛС бокового обзора, что ограничивает его возможности в качестве самолета радиолокационного дозора.
Задача и технический результат данного изобретения состоит в снижении заметности и обеспечении условий размещения БРЛС кругового обзора при сохранении высоких уровней аэродинамического совершенства и весовой отдачи.
Технический результат достигается тем, что беспилотный самолет, содержащий крыло, силовую установку, включающую двигатель, воздухозаборник и сопло, шасси, аэродинамические органы управления, бортовую радиолокационную станцию, содержит несущий корпус, выполненный в виде отсека крыла малого удлинения с углом стреловидности 50…75° по передней кромке, а задняя кромка выполнена с изломом, причем, ее часть с размахом, в 2…4 раза превышающем ширину расположенного по оси самолета сопла, имеет стреловидность 0…-15°, а внешняя часть стыкуется с задней кромкой консоли крыла и выполнена с углом стреловидности -65…-85°, боковые сечения сочленяются с консолями крыла, крыло выполнено с удлинением 15…25 и углом стреловидности 5…17° по передней кромке.
Технический результат достигается также тем, что воздухозаборник силовой установки расположен на верхней поверхности несущего корпуса на расстоянии 2…4 высоты воздухозаборника от его носка и частично утоплен в его толщину, а перед воздухозаборником на несущем корпусе выполнен лоток с углом наклона 7…15° по отношению к строительной горизонтали, причем в продольном направлении лоток выполнен с непрерывной кривизной, а в поперечном направлении плавно сопрягается с несущим корпусом.
Технический результат достигается также тем, что критическое сечение сопла силовой установки расположено на верхней поверхности несущего корпуса на расстоянии 1.5…3 его высоты сопла от его задней кромки, а его поперечное сечение выполнено в виде трапеции или шестиугольника с наклоном боковых стенок на 15…35° от вертикальной плоскости.
Технический результат достигается также тем, что рули высоты расположены на задней кромке несущего корпуса за срезом сопла.
Технический результат достигается также тем, что бортовая радиолокационная станция самолета имеет четыре антенны для обеспечения кругового обзора, при этом антенны расположены с углом наклона ±40…60° к продольной оси самолета и размещены в толщине несущего корпуса в окрестности его передних и задних кромок.
Технический результат достигается также тем, что силовая часть конструкции центроплана крыла расположена под каналом воздухозаборника силовой установки и выполнена U-образной формы в поперечном сечении с плавным переходом в силовую часть консоли крыла.
Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на фиг. 1 показана плановая проекция самолета, на фиг. 2 схематично показаны профили в корневом сечении и сечении 0.2…0.35 относительного размаха корпуса, на фиг. 3 изображена схема размещения антенн БРЛС, на фиг. 4 приведена компоновка передней части с воздухозаборником, на фиг. 5 - схематичное сечение по срезу сопла, на фиг. 6 - вид силовой части конструкции центроплана крыла в поперечном сечении.
Самолет выполнен по аэродинамической схеме "летающее крыло" с малой степенью продольной статической устойчивости (см. фиг. 1) и содержит несущий корпус 1, крыло большого удлинения 2 с органами управления, интегрированную с корпусом мотогондолу 3 с воздухозаборниками 4 и соплом 5, аэродинамические органы управления, шасси и систему управления (на фиг. 1 не показаны).
Несущий корпус 1 выполнен в виде отсека крыла малого удлинения и образован крыльевыми профилями с относительной толщиной 9…15%, причем корневой профиль 6 выполнен с острой передней кромкой, а профили 7, начиная с относительного размаха несущего корпуса 0.2…0.35, выполнены с классической для дозвуковых профилей закругленной передней кромкой с радиусом носка 0.2…1% (фиг. 2). Такое техническое решение обеспечивает достаточные объемы для размещения топлива, шасси и полезной нагрузки.
Передняя часть несущего корпуса 1 выполнена в виде треугольника на виде в плане с углом стреловидности 50…75° по передней кромке 8 (фиг. 1, 4). Начиная с относительного размаха корпуса 0.1…0.3, за передней кромкой размещены отсеки 9 антенн БРЛС 10 (фиг. 3). Такая форма передней части несущего корпуса обеспечивает плавное безотрывное обтекание до больших углов атаки (до 30…35°) и скольжения (до 15…20°), что необходимо для устойчивой работы воздухозаборника 4, и достаточные габариты отсеков 9 для размещения антенн БРЛС 10, которые расположены с углом наклона ±40…60° к продольной оси самолета и -5…-25° к вертикальной плоскости и размещены в толщине несущего корпуса.
На верхней поверхности передней части несущего корпуса расположен частично утопленный в его толщину воздухозаборник 4 (фиг. 1) на расстоянии 3…8 высоты воздухозаборника от носка корпуса, а перед воздухозаборником на несущем корпусе выполнен лоток 11 (фиг. 4) с углом наклона 7…15° по отношению к строительной горизонтали, причем в продольном направлении лоток выполнен с непрерывной кривизной, а в поперечном направлении плавно сопрягается с несущим корпусом 1. Разработанная форма и профилировка воздухозаборника и лотка обеспечивает безотрывное обтекание верхней поверхности корпуса и плавное течение воздуха на входе воздухозаборника. Распределение кривизны поверхности лотка 11 в продольном направлении минимизирует градиенты давления, а непрерывная кривизна поверхности лотка 11 в поперечном направлении обеспечивает безотрывное безвихревое течение в поперечном направлении, поскольку разрежение вдоль оси лотка приводит к появлению бокового перетекания воздуха, направленному к оси лотка. Работоспособность такого воздухозаборника подтверждается расчетными и экспериментальными исследованиями.
Задняя кромка 12, 13 несущего корпуса 1 выполнена с изломом, причем ее часть 12 с размахом, в 2…4 раза превышающем ширину расположенного по оси самолета сопла 5, имеет стреловидность 0…-15°, а внешняя часть 13 стыкуется с задней кромкой консоли крыла и выполнена с углом стреловидности -65…-85°. Такая форма хвостовой части позволяет разместить отсеки задних антенн БРЛС 14, не нарушая плавное обтекание и, соответственно, не приводит к потере аэродинамического совершенства. Руль высоты 15 расположен на задней кромке несущего корпуса за срезом сопла и частично обдувается струей двигателя, что существенно повышает его эффективность.
Критическое сечение сопла 5 расположено на верхней поверхности несущего корпуса 1 на расстоянии 1.5…3 высоты сопла от задней кромки 12, а его поперечное сечение 16 (фиг. 5) выполнено в виде трапеции или шестиугольника с наклоном боковых стенок на 15…35° от вертикальной плоскости. Такое техническое решение обеспечивает снижение ЭПР сбоку.
Боковые сечения корпуса 1 плавно сочленяются с консолями крыла 2, которое выполнено с удлинением 1.5…25 и углом стреловидности 5…17° по передней кромке. Такие значения угла стреловидности крыла, с одной стороны, позволяют реализовать естественное ламинарное обтекание значительной части консоли крыла, а, с другой стороны, обеспечивает устойчивость в путевом канале.
Силовая часть конструкции центроплана крыла 17 (фиг. 6) в поперечном сечении под каналом воздухозаборника 18 имеет вид буквы U с плавным переходом в силовую часть консоли крыла 2. Такое решение незначительно увеличивает вес центроплана крыла, но при этом позволяет (при модернизации) применять двигатели разной степени двухконтурности и, соответственно, диаметра входа, изменяя только внешнюю несиловую обводообразующую конструкцию 19.
Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.
Таким образом, задача и технический результат изобретения достигаются за счет разных групп признаков: использования несущего корпуса, надфюзеляжного полуутопленного воздухозаборника, интеграции корпуса, сопла и антенн БРЛС с определенным соотношением параметров. Наибольший эффект будет достигнут при одновременном использовании указанных признаков и их рациональном взаимном расположении.
Расчетные и экспериментальные исследования показывают, что по сравнению с прототипом, самолет, выполненный в соответствии с предложенными техническими решениями, практически не теряет в аэродинамических и весовых характеристиках, однако обеспечивает существенное снижение заметности и позволяет разместить БРЛС кругового обзора.

Claims (6)

1. Беспилотный самолет, содержащий крыло, силовую установку, включающую двигатель, воздухозаборник и сопло, шасси, аэродинамические органы управления, бортовую радиолокационную станцию, отличающийся тем, что содержит несущий корпус, выполненный в виде отсека крыла малого удлинения с углом стреловидности 50…75° по передней кромке, а задняя кромка выполнена с изломом, причем ее часть с размахом, в 2…4 раза превышающим ширину расположенного по оси самолета сопла, имеет стреловидность -5…-15°, а внешняя часть стыкуется с задней кромкой консоли крыла и выполнена с углом стреловидности -65…-85°, боковые сечения сочленяются с консолями крыла, выполненного с удлинением 15…25 и углом стреловидности 5…17° по передней кромке.
2. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что воздухозаборник силовой установки расположен на верхней поверхности несущего корпуса на расстоянии 2…4 его высоты от носка несущего корпуса и частично утоплен в его толщину, а перед воздухозаборником на несущем корпусе выполнен лоток с углом наклона 7…15° по отношению к строительной горизонтали, причем в продольном направлении лоток выполнен с непрерывной кривизной, а в поперечном направлении плавно сопрягается с несущим корпусом.
3. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что критическое сечение сопла силовой установки расположено на верхней поверхности несущего корпуса на расстоянии 1.5…3 его высоты от задней кромки несущего корпуса, а его поперечное сечение выполнено в виде трапеции или шестиугольника с наклоном боковых стенок на 15…35° от вертикальной плоскости.
4. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что рули высоты расположены на задней кромке несущего корпуса за срезом сопла.
5. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что бортовая радиолокационная станция самолета имеет четыре антенны для обеспечения кругового обзора, при этом антенны расположены с углом наклона ±40…60° к продольной оси самолета и размещены в толщине несущего корпуса в окрестности его передних и задних кромок.
6. Беспилотный самолет по п. 1, отличающийся тем, что силовая часть конструкции центроплана крыла расположена под каналом воздухозаборника силовой установки и выполнена U-образной формы в поперечном сечении с плавным переходом в силовую часть консоли крыла.
RU2015153516A 2015-12-15 2015-12-15 Беспилотный самолёт RU2703658C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015153516A RU2703658C1 (ru) 2015-12-15 2015-12-15 Беспилотный самолёт

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015153516A RU2703658C1 (ru) 2015-12-15 2015-12-15 Беспилотный самолёт

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2703658C1 true RU2703658C1 (ru) 2019-10-21

Family

ID=68318200

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015153516A RU2703658C1 (ru) 2015-12-15 2015-12-15 Беспилотный самолёт

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2703658C1 (ru)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU69339A1 (ru) * 1946-06-28 1946-11-30 А.И. Пьецух Самолет
US5372337A (en) * 1992-05-01 1994-12-13 Kress; Robert W. Unmanned aerial aircraft having a single engine with dual jet exhausts
US6138957A (en) * 1998-12-23 2000-10-31 Northrop Grumman Corporation Swept-back wings with airflow channeling
RU2353547C2 (ru) * 2006-03-02 2009-04-27 Владимир Иванович Барковский Малозаметный беспилотный летательный аппарат

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU69339A1 (ru) * 1946-06-28 1946-11-30 А.И. Пьецух Самолет
US5372337A (en) * 1992-05-01 1994-12-13 Kress; Robert W. Unmanned aerial aircraft having a single engine with dual jet exhausts
US6138957A (en) * 1998-12-23 2000-10-31 Northrop Grumman Corporation Swept-back wings with airflow channeling
RU2353547C2 (ru) * 2006-03-02 2009-04-27 Владимир Иванович Барковский Малозаметный беспилотный летательный аппарат

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2440916C1 (ru) Самолет интегральной аэродинамической компоновки
Petrescu et al. History of aviation-a short review
CN102822054B (zh) 超高速飞行器及相关空中运动方法
US6938854B2 (en) Integrated and/or modular high-speed aircraft
US10384796B2 (en) Aerospace plane system
CN102826227B (zh) 无人空天战机
CA2870808C (en) An aerospace plane system
Petrov Aerodynamics of STOL airplanes with powered high-lift systems
WO2007100271A1 (fr) Véhicule aérien furtif sans pilote
RU2703658C1 (ru) Беспилотный самолёт
CN111976948A (zh) 一种飞翼式无人战斗轰炸机的气动布局
RU2604951C1 (ru) Самолет короткого взлета и посадки
RU112154U1 (ru) Многоцелевой самолет
RU2613629C2 (ru) Беспилотный самолет (варианты)
RU2321526C1 (ru) Многоразовый ускоритель ракеты-носителя
CN202743482U (zh) 无人空天战机
RU2715816C1 (ru) Разгонный самолет-носитель (варианты)
RU2604755C1 (ru) Беспилотный универсальный самолет вертикального или короткого взлета и посадки
Kuizhi et al. Simulation of conceptual designs of a three-surface stealth strike fighter
RU2682700C2 (ru) Высокоманевренный самолет
RU2776193C1 (ru) Сверхзвуковой самолет
RU196130U1 (ru) Сверхзвуковой пассажирский самолет
RU2711633C2 (ru) Летательный аппарат короткого взлета и посадки с газодинамическим управлением
RU2658938C1 (ru) Воздухоплавательный аппарат
Siva et al. Design of dragon fly aircraft

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191216