RU2812164C1 - Беспилотный летательный аппарат - Google Patents

Abstract

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при разработке летательных аппаратов увеличенной дальности полета. Беспилотный летательный аппарат содержит центральную часть крыла, консоли крыла и электрическую силовую установку и выполнен по аэродинамической схеме «летающее крыло». Консоли крыла выполнены трапециевидной формы в плане с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам, при этом стреловидность передних кромок центральной части крыла равна стреловидности противоположной задней кромки. На концевых сечениях консолей крыла в обтекателях размещены электрические двигатели, приводящие в движение воздушные винты в тянущей схеме, вращающиеся в направлении, обратном возникающим на концевых сечениях крыла присоединенным вихрям. Обеспечивается высокое аэродинамическое качество и низкий расход энергии на крейсерском режиме, снижение длины взлетно-посадочной полосы, высокая устойчивость и достаточная управляемость на всех режимах полета. 1 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Предлагаемое изобретение относится к авиационной технике. Изобретение может быть использовано при разработке летательных аппаратов увеличенной дальности полета. Главное назначение предлагаемого летательного аппарата (ЛА) - радиолокационный мониторинг земной поверхности (разведка) с большими дальностями полета и низким расходом затрачиваемой энергии.

Такое техническое требование может быть реализовано путем увеличения аэродинамического качества летательного аппарата. Известны способы увеличения аэродинамического качества с помощью:

- увеличения удлинения крыла (для снижения индуктивного сопротивления);

- обеспечения полезной интерференции между элементами планера;

- уменьшения потерь на балансировку;

- изменения компоновки крыла (распределение профилей и круток по размаху, форма крыла, использование ламинаризации).

Наиболее известным совокупным способом увеличения аэродинамического качества является использование схемы «летающее крыло». В такой аэродинамической компоновке отсутствуют увеличивающие сопротивление дополнительные элементы планера, такие как фюзеляж или оперение, а подъемную силу создает вся поверхность летательного аппарата.

Основными недостатками «летающего крыла» являются его неустойчивость и ограниченная управляемость. Практическим решением этих проблем является внедрение в компоновку дополнительных аэродинамических поверхностей, являющихся источниками увеличения профильного сопротивления. Таким образом необходима разработка уникальной аэродинамической компоновки, позволяющей сохранить основные преимущества «летающего крыла», минимизируя или сведя на нет его основные недостатки.

Известны некоторые летательные аппараты, разрабатываемое техническое решение которых реализовано в патентах № RU2557685 C2 и № RU84342 U1.

В первом случае представлен летательный аппарат аэродинамической схемы «летающее крыло», содержащий на верхней поверхности крыла от передней до задней кромки два вертикальных продольных киля, симметричные относительно продольной оси ЛА. В центральной части аэродинамического профиля, ограниченной вертикальными продольными килями, верхняя поверхность аэродинамического профиля имеет большую кривизну, чем нижняя, что создает положительную подъемную силу, а по краям аэродинамического профиля, между вертикальным продольным килем и боковой кромкой аэродинамического профиля, верхняя поверхность аэродинамического профиля имеет равную или меньшую кривизну, чем нижняя. Использование подобной компоновки и варьирование кривизны местных сечений крыла вдоль размаха может позволить снизить индуктивное сопротивление крыла такой схемы, увеличить аэродинамическое качество на всех режимах полета и предотвратить срыв потока на задней кромке крыла при больших значениях угла атаки. Основной задачей рассматриваемого технического решения является обеспечение продольной устойчивости и управляемости на критических и закритических углах атаки и, как следствие, высоких маневренных возможностей летательного аппарата. Недостатками такого решения являются использование крыла малого удлинения от 1 до 2,5 с высокими значениями индуктивного сопротивления, приводящее к существенному снижению аэродинамического качества, а также снижение запаса статической устойчивости, значительно усложняющее самобалансировку аппарата в крейсерском режиме.

Во второй компоновке представлен беспилотный летательный аппарат, выполненный в аэродинамической схеме «бесхвостка», содержащий фюзеляж, крыло прямоугольной формы в плане переменной стреловидности в схеме «чайка» с изломом плоскости хорд консоли на полуразмахе, органы управления, выполненные в виде элевонов в центральной части крыла, силовая установка состоит из двигателя внутреннего сгорания, толкающего винта постоянного шага, а также посадочное устройство, состоящее из трехопорного шасси, одна стойка которого расположена на законцовке киля, а две другие на центральной части крыла, предназначенные для вертикального взлета и посадки аппарата. Рассматриваемое техническое решение направлено в первую очередь на решение следующей технической задачи - снижение ветрового влияния при вертикальной посадке аппарата с помощью тросового посадочного устройства. В данном случае использование обратной стреловидности на консолях крыла предназначено для размещения посадочного устройства вертикального взлета и посадки, а также обеспечения устойчивости и управляемости летательного аппарата на всех режимах. Известно, что использование обратной стреловидности крыла приводит к возникновению аэродинамической дивергенции при повышении скорости полета. В связи с этим крейсерская скорость и высота полета летательного аппарата в рассматриваемой аэродинамической компоновке ограничена невысокими значениями, что может привести к невыполнению требования по обеспечению большой дальности полета. Основным же недостатком такой компоновки с фюзеляжем и килем является наличие дополнительного профильного сопротивления от обтекаемых поверхностей, а также малым удлинением крыла, что приводит к увеличению индуктивного сопротивления. Органы управления в рассматриваемом летательном аппарате представлены элевонами, расположенными в хвостовой части центральной зоны крыла. Посредством обдува воздушным винтом их эффективность в продольном канале управления увеличивается, но близкое расположение к продольной оси летательного аппарата приводит к недостаточности располагаемого момента по крену.

В качестве прототипа выбран летательный аппарат, техническое решение которого реализовано в патенте № CN111003169A. Рассматриваемая аэродинамическая компоновка включает фюзеляж, крыло переменной стреловидности с изломом, в плоскости которого располагается силовая установка, включающая электрические двигатели, приводящие в движение воздушные винты в тянущей схеме.

Фиг. 1 - Конвертируемый летательный аппарат (прототип) в аэродинамической схеме типа «летающее крыло» переменной стреловидности короткого взлета и посадки с тянущими винтами на изломе крыла.

На Фиг. 1 показано концептуальное решение по патенту № CN111003169A. Планер 1 выполнен в аэродинамической схеме типа «летающее крыло» с высокой степенью интеграции фюзеляжа 11 с крылом 12. Консоль крыла состоит из двух частей: центральная основная 121 имеет обратную стреловидность с размещенными на ней вдоль всего размаха закрылками 4; внешняя хвостовая 122 имеет нормальную стреловидность с размещенными на ней элеронами 5. Рассматриваемое техническое решение направлено на снижение дистанции взлета и посадки в аэродинамической схеме типа «летающее крыло». Короткий взлет и посадка осуществляются посредством реализации в компоновке цельноповоротного внешнего крыла 122, на бортовом сечении которого (в плоскости излома консоли) располагается силовая установка с электродвигателем и воздушным винтом 3 в тянущей схеме, отклоняющимися на режиме взлета и посадки. При этом ось вращения цельноповоротного механизма расположена перед центром тяжести летательного аппарата, что позволяет в полной мере использовать закрылки для сокращения дистанции взлета и посадки и компенсансации момента на пикирование. В крейсерском режиме внешняя хвостовая поверхность крыла устанавливается в горизонт, обеспечивая высокие аэродинамические свойства используемой схемы. На практике же поворотные механизмы имеют высокий удельный вес, а реализация в плоскости излома крыла компоновочной взаимоувязки цельноповоротного механизма и электрического двигателя с сопутствующими системами управления имеют значительную техническую сложность. Основными же недостатками рассматриваемой компоновки являются:

- увеличение удлинения передней части фюзеляжа для смещения центровки вперед и расширение полезных объемов в компоновке, что также увеличивает омываемую площадь, и как следствие повышает профильное сопротивление;

- отсутствие упоминания каких-либо других средств для обеспечения устойчивости и управляемости летательного аппарата, отсутствие органов в продольном канале управления свидетельствует о назначении на эту функцию вышеупомянутого цельноповоротного внешнего крыла с воздушным винтом в тянущей схеме, что может привести к увеличению потерь аэродинамического качества на балансировку и использованию сложной системы автоматического управления для компенсации момента на пикирования при отклоненных закрылках;

- нет упоминания о применяемом в компоновке шасси, в связи с чем можно сделать вывод, что для обеспечения максимально допустимого угла крена, препятствующего касанию элементами планера земли, и, учитывая отсутствие положительной поперечной V-образности крыла, цельноповоротная внешняя часть консоли должна быть отклонена таким образом на взлетных и посадочных режимах, чтобы обеспечить минимально допустимое безопасное расстояние от земли как до ее законцовки, так и до отклоненной кромки воздушного винта.

Задачей предлагаемого изобретения является создание летательного аппарата для радиолокационного мониторинга земной поверхности (разведки).

Техническим результатом настоящего изобретения является обеспечение большой дальности полета и низкого расхода затрачиваемой энергии ввиду высокого аэродинамического качества и низкого значения лобового сопротивления.

Технический результат достигается тем, что беспилотный летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло», включает центральную часть крыла с бортовым оборудованием и возможностью размещения в ней полезной нагрузки, консоли крыла, органы управления, силовую установку с электрическими двигателями и воздушными винтами, консоли крыла выполнены трапециевидной формы в плане с обратной стреловидностью по передней и задней кромке вдоль всего размаха, при этом электрические двигатели с воздушными винтами в тянущей схеме размещены на концевых сечениях консолей крыла и выполнены с возможностью вращения в направлении, обратном возникающим в этой зоне крыла присоединенным вихрям, также органы управления выполнены в виде элевонов и расщепляющихся тормозных щитков, расположенных на консолях крыла, а руль высоты расположен на задней кромке центральной части крыла.

В центральной части крыла располагается убираемое трехопорное шасси.

Фиг. 2 - Беспилотный летательный аппарат в аэродинамической схеме «летающее крыло» обратной стреловидности с тянущими винтами на конце крыла.

Фиг. 3 - Беспилотный летательный аппарат на взлетно-посадочном режиме с выпушенными шасси.

Фиг. 4 - Беспилотный летательный аппарат вид спереди.

Фиг. 5 - Беспилотный летательный аппарат вид сзади.

Предлагаемая конструкция беспилотного летательного аппарата в аэродинамической схеме «летающее крыло» обратной стреловидности с тянущими винтами на конце крыла показана на фиг. 2, имеет центральную часть крыла 1 с размещенными в ней полезной нагрузкой, бортовым оборудованием, консоли крыла 2 трапециевидной формы в плане с обратной стреловидностью по передней и задней кромке, при этом стреловидность передних кромок центральной части крыла равна стреловидности противоположных задних кромок, на концевых сечения которых размещена силовая установка с воздушными винтами 3 в тянущей схеме. Управление летательным аппаратом осуществляется аэродинамическими поверхностями, такими как расщепляющиеся тормозные щитки 4 и элевоны 5, расположенными на консолях крыла 2, а также рулем высоты 6, расположенным на центральной части крыла 1.

Во взлетно-посадочной конфигурации, показанной на фиг. 3, расположенный на центральной части крыла 1 руль высоты 6 отклоняется на углы от +30° до -30°, обеспечивая соответствующие моменты на кабрирование и пикирование. Пропульсивную тягу создают воздушные винты, которые приводятся в движение расположенными в пилонах 7 электрическими двигателями 8. Руление, разбег и пробег по взлетно-посадочной полосе (ВПП) осуществляется с помощью убираемого трехопорного шасси, в состав которого входят пара основных стоек 9 и задняя поворотная стойка 10.

Предлагаемое конструктивное решение обладает рядом преимуществ по сравнению с прототипом.

Использование обратной стреловидности и размещение электрической силовой установки повышенной надежности с воздушными винтами в тянущей схеме на концевых сечениях «летающего крыла» позволяет сохранить основные преимущества «летающего крыла», минимизируя или сведя на нет его основные недостатки. Тянущая схема воздушного винта подразумевает его размещение перед двигателем, при этом отбрасываемый винтом воздушный поток набегает на элементы планера самолета. Воздушные винты в такой схеме, расположенные на конце крыла:

- «раскручивают» возникающие на концевых сечениях крыла присоединённые вихри, уменьшая индуктивное сопротивление и, как следствие, увеличивая крейсерское качество, что способствует снижению расхода энергии;

- обеспечивают возможность дополнительного управления аппаратом по рысканью с помощью разности тяги двигателей;

- размещение силовой установки на концевых сечениях крыла обратной стреловидности смещает центровку летательного аппарата вперед, увеличивая запас статической устойчивости, обеспечивая высокую устойчивость аппарата в продольном канале.

При этом аэродинамическая компоновка летательного аппарата с крылом обратной стреловидности имеет следующие совокупные преимущества:

- дополнительное повышение аэродинамического качества на всех полетных режимах в следствии более благоприятного распределения подъемной силы по размаху, не склонного к концевому срыву;

- улучшение эффективности органов управления в продольном канале, посредством образования устойчивых вихрей на передней кромке и реализации эффекта полезного отрыва потока;

- увеличение эффективности органов управления в поперечном канале в следствии перераспределения давления на крыле.

Установка сосредоточенного груза в виде электрических двигателей и воздушных винтов в тянущей схеме на конце крыла обратной стреловидности может быть решением основной проблемы - аэроупругой дивергенции крыла.

Силовая установка, включающая электрические двигатели и воздушные винты в тянущей схеме (размещены перед двигателем, при этом отбрасываемый винтом воздушный поток набегает на элементы планера самолета), расположена на концевом сечении крыла, «раскручивая» возникающие в этой зоне присоединённые вихри. Физический смысл данного технического решения заключается в возможности снижения индуктивного сопротивления крыла за счет положительной интерференции закрученной струи за воздушным винтом концевого двигателя, расположенного перед крылом, с вихрем, сходящим с концевой хорды крыла.

Такое расположение силовой установки смещает центровку летательного аппарата вперед, увеличивая запас статической устойчивости, в связи с чем отсутствует потребность в увеличении удлинения фюзеляжа как на прототипе. На задней кромке центральной части фюзеляжа размещен руль высоты, обеспечивающий высокую приемистость системы управления аппаратом в продольном канале. Положительная V-образность в 3° и установочный угол атаки в 7° обеспечивают безопасный максимальный допустимый угол крена от колеса основной стойки шасси, между нижней кромкой винта и поверхностью земли.

Сформулированное техническое решение было достигнуто исходя из проведения ряда расчетных исследований. Возможна реализация высокого аэродинамического качества и низкого расхода энергии на крейсерском режиме, предлагаемая аэродинамическая схема обеспечивает короткую длину ВПП, а также повышенную устойчивость и достаточную управляемость на всех режимах полета.

Claims (2)

1. Беспилотный летательный аппарат, выполненный по аэродинамической схеме «летающее крыло», включающий центральную часть крыла с бортовым оборудованием и возможностью размещения в ней полезной нагрузки, консоли крыла, органы управления, силовую установку с электрическими двигателями и воздушными винтами, отличающийся тем, что консоли крыла выполнены трапециевидной формы в плане с обратной стреловидностью по передней и задней кромкам вдоль всего размаха, при этом электрические двигатели с воздушными винтами в тянущей схеме размещены на концевых сечениях консолей крыла и выполнены с возможностью вращения в направлении, обратном возникающим в этой зоне крыла присоединенным вихрям, органы управления выполнены в виде элевонов и расщепляющихся тормозных щитков, расположенных на консолях крыла, и руля высоты, расположенного на задней кромке центральной части крыла.

2. Беспилотный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что в центральной части крыла располагается убираемое трехопорное шасси.