WO2011002331A1 - Малогабаритная беспилотная авиационная система - Google Patents

Малогабаритная беспилотная авиационная система Download PDF

Info

Publication number
WO2011002331A1
WO2011002331A1 PCT/RU2009/000331 RU2009000331W WO2011002331A1 WO 2011002331 A1 WO2011002331 A1 WO 2011002331A1 RU 2009000331 W RU2009000331 W RU 2009000331W WO 2011002331 A1 WO2011002331 A1 WO 2011002331A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
fuselage
unmanned aerial
wing
aerial vehicle
parts
Prior art date
Application number
PCT/RU2009/000331
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Аркадий Иосифович ГУРТОВОЙ
Александр Васильевич КОЛДАЕВ
Максим Юрьевич МАЛОВ
Юрий Иванович МАЛОВ
Валерий Викторович ПОДКИДОВ
Игорь Иванович СПЕЛЬНИКОВ
Original Assignee
Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут"
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 Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут" filed Critical Открытое Акционерное Общество "Научно-Производственная Корпорация "Иркут"
Priority to RU2010148003/11A priority Critical patent/RU2473455C2/ru
Priority to PCT/RU2009/000331 priority patent/WO2011002331A1/ru
Publication of WO2011002331A1 publication Critical patent/WO2011002331A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/19—Propulsion using electrically powered motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/40—Modular UAVs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B64U30/14—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep detachable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U80/00—Transport or storage specially adapted for UAVs
    • B64U80/70—Transport or storage specially adapted for UAVs in containers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/50—Foldable or collapsible UAVs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/60—UAVs characterised by the material
    • B64U20/65—Composite materials
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U20/00—Constructional aspects of UAVs
    • B64U20/80—Arrangement of on-board electronics, e.g. avionics systems or wiring
    • B64U20/87—Mounting of imaging devices, e.g. mounting of gimbals
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography
    • B64U2101/31—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography for surveillance
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U60/00—Undercarriages
    • B64U60/70—Movable wings, rotor supports or shrouds acting as ground-engaging elements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/70—Launching or landing using catapults, tracks or rails
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/80—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets
    • B64U70/83—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets using parachutes, balloons or the like

Definitions

  • the invention relates to the field of small-sized unmanned aerial vehicles of aircraft type, intended for aerial surveillance and reconnaissance with the possibility of transmitting information received by airborne sensors of an unmanned aerial vehicle to a ground-based control station in real time.
  • the prototype of the invention in terms of the number and content of functionally similar features, is an unmanned aircraft system according to US patent JVb 7,237,750.
  • the prototype is a portable small-sized unmanned aerial system in which an unmanned aerial vehicle of modular design includes:
  • the nose with the installed payload containing the nose fairing with a hole cut through it, covered with a transparent material
  • - the left and right parts of the wing containing longitudinal side members, transverse ribs, casing and ailerons, controlled by servos mounted on the lower surface of the wing parts;
  • fuselage containing a central spar, attachment points and key joints of the bow, left and right wing parts to the fuselage;
  • - a power plant located in the fuselage and equipped with an engine with a propeller.
  • This unmanned aerial vehicle can be assembled for flight and disassembled for transportation using the indicated attachment points and lock joints of the bow, left and right wing parts to the fuselage.
  • Landing of an unmanned aerial vehicle of the prototype is carried out by aircraft, that is, on the lower part of the fuselage and wing in the absence of a wheeled chassis. To reduce the likelihood of breakdowns during landing, it is assumed that at the time of landing and a possible strong impact on the ground, the left and right parts of the wing of an unmanned aerial vehicle are disconnected from its fuselage due to the presence of key connections. This allows you to absorb the shock and reduce the likelihood of serious damage to the structure of the aircraft itself.
  • the central spar, attachment points and key joints of the wing parts with the fuselage used in the prototype increase the mass of the aircraft, which, all other things being equal, reduces the duration of its flight and limits the ability to install more efficient and massive payloads.
  • Lock connections in the prototype are unreliable, since they do not have locking elements. With sudden gusts of wind and the occurrence of large wind loads on an unmanned aerial vehicle, spontaneous undocking of wing parts from the fuselage in flight cannot be ruled out. This may cause loss of an unmanned aerial vehicle and disruption of a flight mission.
  • the patented invention solves the problem of increasing the strength and reliability of the design of an unmanned aerial vehicle while reducing its weight. This allows you to increase the mass of the payload, to place in it more advanced technical sensors airborne sensors, surveillance equipment, power plant and thereby increase the efficiency of air surveillance and reconnaissance.
  • the left and right parts of the wing containing longitudinal side members, transverse ribs, casing and ailerons, controlled by servos mounted on the lower surface of the wing parts;
  • the central fuselage spar is made in the form of a removable tube made of composite materials, the middle part of which is tightly placed inside the central cylindrical holder additionally located in the fuselage and attached to its side walls, the longitudinal axis of which is perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage, and the peripheral parts of the specified tube fit tightly in additionally and coaxially mounted in the left and right parts of the wing, lateral cylindrical holders;
  • one edge of the lateral cylindrical holders is attached to the first ribs of the left and right wing parts adjacent to the fuselage, and the second edge of the lateral cylindrical holders passing through the second ribs of the left and right wing parts is rigidly attached to the first spars of the left and the right wing;
  • the key joints of the left and right wing parts with the fuselage include two metal bolts screwed with their threaded part into additional sleeves installed on the wing end faces with an adjustable gap between the first ribs of the left and right wing parts adjacent to the fuselage and the inner surfaces of the metal bolt heads behind the account of screwing in or out of said bolts; two side openings in the fuselage coaxially located with the indicated metal bolts, the diameter of which slightly exceeds the diameter of the heads of the metal bolts so that they freely enter these holes during assembly and exit when disassembling an unmanned aerial vehicle; two vertical pins springs located inside the fuselage and consisting of pieces of steel wire, the lower ends of which are rigidly fixed under the indicated side holes in the fuselage, and the upper ends freely pass through the longitudinal slots in the upper part of the fuselage above the specified side holes in the fuselage when bent forward, in the direction of the nose of the unmanned aerial vehicle, the state of the indicated sections of steel wire did not prevent the introduction of the heads of these metal bolts into the side the fuselage opening
  • these vertical pin springs are locking elements of the locking joints, which completely eliminates the possibility of spontaneous disconnection of the left and right parts of the wing from the fuselage of an unmanned aerial vehicle in flight.
  • the middle parts of the segments of the steel wire of the vertical pin springs are reliably held in the formed gaps not only due to the returning action of the internal deformation forces when they are bent, but also due to the additional pressure on the wire segments arising from the impact of the incoming air flow.
  • the removable tube of the central fuselage spar can be made in the form of a multilayer structure consisting of several layers of different composite materials.
  • the patented unmanned aircraft system provides for a parachute landing of an unmanned aerial vehicle.
  • a parachute compartment containing a parachute system, attached using the links to the fuselage.
  • the parachute compartment is equipped with a lid and an electromechanical locking device, which, upon command from the ground control station or in accordance with the established flight program, is unlocked at the right time for releasing the parachute and landing on it an unmanned aerial vehicle.
  • the flight of an unmanned aerial vehicle is carried out using a power plant located in the rear of the fuselage. It contains an electric motor, a regulating controller and a thrusting propeller with folding blades driven into rotational motion when power is supplied to the electric motor from a battery located in the lower central part of the fuselage, in a battery compartment configured to be detached from the fuselage.
  • a high-resolution digital camera installed in the nose of an unmanned aerial vehicle opposite the opening in the nose fairing is used as a payload.
  • the nose is made with the possibility of controlled circular rotation relative to the longitudinal axis using an annular bearing nickname and controlled electric drive mechanism. This allows during the flight to rotate the bow and provide a wider field of view of the underlying surface.
  • the nose is rotated so that the opening in the nose fairing is directed upwards. This reduces the likelihood of damage to the payload in the event of an emergency.
  • the bow is made with the possibility of disconnecting from the fuselage and back docking to it. This allows you to easily change the nose part in the process of preparing an unmanned aerial vehicle for flight with the installation of various payload hardware in it, depending on the purpose and conditions of their use.
  • Figure 1 small-sized unmanned aerial system as part of an unmanned aerial vehicle located on the launcher.
  • Figure 2 an unmanned aerial vehicle with the left and right parts of the wing undocked from the fuselage.
  • Figure 3 is a side view of the left side of the fuselage of an unmanned aerial vehicle at the attachment point of the left side of the wing.
  • Figure 4 is a side view of the left side of the wing of an unmanned aerial vehicle.
  • Small-sized unmanned aerial system for air surveillance and reconnaissance 1 (figure 1), including a ground control station; airborne and ground-based radio communications, navigation and flight controls (not shown); a launching device 2 and a load-bearing collapsible unmanned aerial vehicle 3 of a modular design made according to the aerodynamic design of a flying wing and comprising a fuselage 4, a nose 5 with a payload installed therein, a left wing 6 and a right wing 7 containing longitudinal spars , transverse ribs, casing and ailerons controlled by servos installed on the lower surface of the wing parts, as well as a power unit 8 located in the fuselage and equipped with an engine with a propeller.
  • the central spar of the fuselage is made in the form of a removable tube 9 (figure 2) of composite materials. Its middle part is tightly placed inside the central cylindrical holder 10 (figure 3), additionally located in the fuselage and attached to its side walls, the longitudinal axis of which is perpendicular to the longitudinal axis of the fuselage.
  • the peripheral parts of the removable tube of the central spar of the fuselage tightly fit in additionally and coaxially mounted in the left and right parts of the wing side cylindrical holders 11 (figure 2 and figure 4).
  • disk inserts made of composite material are installed to increase strength.
  • One edge of the lateral cylindrical holders 11 is attached to the first ribs 12 of the left wing 6 and the right wing 7 (figure 4) adjacent to the fuselage.
  • the second edge of the lateral tsilin- drichic holders 11 passing through the second ribs of the left wing 6 and the right wing 7 are rigidly attached to the spars 13 of the left and right wing parts, which are first relative to the front edge of the wing.
  • Key connections of the left and right parts of the wing with the fuselage include two metal bolts 14 (figure 4), screwed with their threaded part to additionally installed on the end parts of the wing of the sleeve, with an adjustable gap between the first ribs 12 of the left 6 and right 7 of the wing adjacent to the fuselage , and the inner surfaces of the heads of the metal bolts 14 by screwing or unscrewing the metal bolts 14.
  • the fuselage 4 there are two side holes 15 (figure 3), which are in the assembled state of an unmanned aerial vehicle the apparatus are aligned with the metal bolts 14.
  • the diameter of the holes 15 slightly exceeds the diameter of the heads of the metal bolts 14 so that they freely enter these holes during assembly and exit when disassembling an unmanned aerial vehicle.
  • An additional increase in the strength of the tube of the central spar of the fuselage 9 is achieved by performing it in the form of a multilayer structure consisting of several layers of different composite materials.
  • the patented small-sized unmanned aerial system provides for a parachute landing of an unmanned aerial vehicle.
  • a parachute compartment 18 (figure 2) containing a parachute system connected via fuselage fastening links, equipped with a lid and an electromechanical locking device, which is unlocked upon command from the ground control station or in accordance with the flight program at the right time for the release of the parachute and landing on it an unmanned aerial vehicle.
  • the power unit 8 is located in the rear of the fuselage of the unmanned aerial vehicle 3 (figure 1).
  • the pushing propeller with folding blades is rotationally driven by applying electric power to the electric motor from the battery located in the lower central part of the fuselage in the battery compartment 19 (FIG. 1 and FIG. 5).
  • the flight speed is changed by changing the number of revolutions of the electric motor using a control controller.
  • the battery compartment 19 is configured to forging from the fuselage 4 for the convenience of charging the battery, maintenance and repair.
  • the payload hardware made in the form of television and infrared cameras mounted on a gyro-stabilized platform, as well as in the form of a digital camera, is located in the nose 5 of the unmanned aerial vehicle 3 opposite the opening in the nose fairing 20 ( Figure 5).
  • the nose 5 is made with the possibility of controlled circular rotation relative to the fuselage 4 of the unmanned aerial vehicle 3 around its longitudinal axis using an annular bearing and a controlled electric drive mechanism (figure 5).
  • the nose 5 is configured to disconnect from the fuselage 4 and back dock to it. This allows you to easily change the nose 5 during the preparation of the unmanned aerial vehicle 3 for flight with the installation of various payload technical equipment depending on the purpose and conditions of their use, including television cameras, infrared cameras and digital cameras.
  • the invention is intended for use in small-sized unmanned aerial systems for air surveillance and reconnaissance in day and night conditions, as well as aerial photography.

Abstract

Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки, 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, который может быть легко собран для полета и разобран для транспортировки в компактном контейнере, в которой повышение прочности и надежности конструкции беспилотного летательного аппарата при одновременном снижении его массы достигнуто за счет оригинальной конструкции центрального лонжерона фюзеляжа и замочных соединений со стопорными элементами для крепления частей крыла к фюзеляжу. Беспилотный летательный аппарат выполнен по аэродинамической схеме летающее крыло с толкающим воздушным винтом, электрической силовой установкой и снабжен парашютной системой для посадки.

Description

МАЛОГАБАРИТНАЯ БЕСПИЛОТНАЯ АВИАЦИОННАЯ СИСТЕМА
Область техники, к которой относится изобретение Изобретение относится к области малогабаритных беспилотных авиационных систем самолетного типа, предназначенных для воздушного наблюдения и разведки с возможностью передачи информации, получаемой бортовыми датчиками беспилотного летательного аппарата, на наземную станцию управления в реальном масштабе времени.
Уровень техники
Известны малогабаритные беспилотные авиационные системы самолетного типа по патентам США JVb 7,210,654, JVb 7,152,827, JVb 5,035,382 и JVb 7,360,741 для воздушного наблюдения и разведки. В их состав входят наземная станция управления, бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом, пусковое устройство и несущий полезную нагрузку беспилотный летательный аппарат модульной конструкции, который может быть легко собран для полета и разобран для транспортировки в компактном контейнере.
Прототипом изобретения, по числу и содержанию функциональ- но сходных признаков, является беспилотная авиационная система по патенту США JVb 7,237,750. Прототип представляет собой переносную малогабаритную беспилотную авиационную систему, в которой беспилотный летательный аппарат модульной конструкции включает в свой состав:
- носовую часть с установленной в ней полезной нагрузкой, содержащую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом; - левую и правую части крыла, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла;
- фюзеляж, содержащий центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу;
- силовую установку, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом.
Этот беспилотный летательный аппарат может быть собран для полета и разобран для транспортировки с помощью указанных узлов крепления и замочных соединений носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу. Посадка беспилотного летательного аппарата прототипа осуществляется по самолетному, то есть на нижнюю часть фюзеляжа и крыла при отсутствии колесного шасси. Для уменьшения вероятности поломок при посадке предполагается, что в момент приземления и возможного сильного удара о землю левая и правая части крыла беспилотного летательного аппарата отсоединяются от его фюзеляжа благодаря наличию замочных соединений. Это позволяет погасить удар и уменьшить вероятность серьезных повреждений конструк- ции самого летательного аппарата. Использованные в прототипе центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения частей крыла с фюзеляжем увеличивают массу летательного аппарата, что при прочих равных условиях снижает продолжительность его полета и ограничивает возможность установки более эффективных и массивных полезных нагрузок. Замочные соединения в прототипе являются ненадежными, так как они не имеют стопорных элементов. При резких порывах ветра и возникновении больших ветровых нагрузок на беспилотный летательный аппарат нельзя исключить самопроизвольную расстыковку частей крыла от фюзеляжа в полете. Это может привести к потере беспилотного летательного аппарата и срыву выполнения полетного задания.
Сущность изобретения
Патентуемое изобретение решает задачи повышения прочности и надежности конструкции беспилотного летательного аппарата при одновременном снижении его массы. Это позволяет увеличить массу полезной нагрузки, разместить в ней более совершенные по своим техническим характеристикам бортовые датчики, средства наблюдения, силовую установку и за счет этого повысить эффективность воздушного наблюдения и разведки.
Патентуемое изобретение представляет собой малогабаритную беспилотную авиационную систему (БАС) для воздушного наблюдения и разведки, включающую наземную станцию управления; бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом; пус- ковое устройство и несущий полезную нагрузку разборный беспилотный летательный аппарат модульной конструкции, который может быть легко собран для полета и разобран для транспортировки в компактном контейнере, содержащий:
- носовую часть с установленной в ней полезной нагрузкой, со- держащую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом;
- левую и правую части крыла, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла;
- фюзеляж, содержащий центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу;
- силовую установку, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом. Кроме того, в патентуемом изобретении
- центральный лонжерон фюзеляжа выполнен в виде съемной трубки из композитных материалов, средняя часть которой плотно размещена внутри дополнительно расположенного в фюзеляже и прикреп- ленного к его боковым стенкам центрального цилиндрического держателя, продольная ось которого перпендикулярна продольной оси фюзеляжа, а периферийные части указанной трубки плотно входят в дополнительно и соосно установленные в левой и правой частях крыла боковые цилиндрические держатели;
- на торцах съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа, входящих в указанные боковые держатели в левой и правой частях крыла, установлены дисковые вставки из композитного материала;
- один край боковых цилиндрических держателей прикреплен к первым нервюрам левой и правой частей крыла, примыкающим к фю- зеляжу, 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;
- замочные соединения левой и правой частей крыла с фюзеляжем включают два металлических болта, ввернутых своей резьбовой частью в дополнительно установленные на торцевых частях крыла втулки с регулируемым зазором между первыми нервюрами левой и правой частей крыла, прилегающими к фюзеляжу, и внутренними поверхностями головок металлических болтов за счет вкручивания или выкручивания указанных болтов; два боковых отверстия в фюзеляже, соосно расположенные с указанными металлическими болтами, диаметр которых слегка превышает диаметр головок металлических болтов так, чтобы они свободно входили в эти отверстия при сборке и выходили при разборке беспилотного летательного аппарата; две вертикальные штыре- вые пружины, расположенные внутри фюзеляжа и состоящие из отрезков стальной проволоки, нижние концы которых жестко закреплены под указанными боковыми отверстиями в фюзеляже, а верхние концы свободно проходят через продольные прорези в верхней части фюзеля- жа над указанными боковыми отверстиями в фюзеляже, выполненные так, чтобы в отогнутом вперед, в направлении носовой части беспилотного летательного аппарата, состоянии указанные отрезки стальной проволоки не препятствовали введению головок указанных металлических болтов в боковые отверстия фюзеляжа в процессе присоединения левой и правой частей крыла к фюзеляжу, а в отпущенном состоянии, при возврате назад к своему первоначальному положению, плотно входили в зазоры, образованные между внутренними поверхностями введенных внутрь фюзеляжа головок металлических болтов и внутренними боковыми поверхностями фюзеляжа.
Таким образом, указанные вертикальные штыревые пружины являются стопорными элементами замочных соединений, благодаря которым полностью исключается возможность самопроизвольного отсоединения левой и правой частей крыла от фюзеляжа беспилотного летательного аппарата в полете. Средние части отрезков стальной прово- локи вертикальных штыревых пружин надежно удерживаются в образованных зазорах не только за счет возвращающего действия сил внутренней деформации при их изгибе, но и за счет дополнительного давления на отрезки проволоки, возникающего от воздействия набегающего воздушного потока.
Для повышения прочности съемная трубка центрального лонжерона фюзеляжа может быть выполнена в виде многослойной структуры, состоящей из нескольких слоев разных композитных материалов.
В патентуемой беспилотной авиационной системе предусмотрена парашютная посадка беспилотного летательного аппарата. Для этого в верхней центральной части фюзеляжа размещен парашютный отсек, содержащий парашютную систему, присоединенную с помощью звеньев крепления к фюзеляжу. Парашютный отсек снабжен крышкой и электромеханическим запорным устройством, которое по команде с на- земной станции управления или в соответствии с заложенной программой полета отпирается в нужный момент времени для выпуска парашюта и посадки на нем беспилотного летательного аппарата.
В заявляемой малогабаритной беспилотной авиационной системе полет беспилотного летательного аппарата осуществляется с помощью силовой установки, размещенной в задней части фюзеляжа. Она содержит электродвигатель, 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.
В качестве технических средств полезной нагрузки в малогабаритной беспилотной авиационной системе использованы телевизионные и инфракрасные камеры, установленные на гиростабилизирован- ной платформе в носовой части беспилотного летательного аппарата напротив отверстия в носовом обтекателе.
Для проведения аэрофотосъемки в малогабаритной беспилотной авиационной системе в качестве полезной нагрузки применен цифровой фотоаппарат с высоким разрешением, установленный в носовой части беспилотного летательного аппарата напротив отверстия в носовом обтекателе.
В заявленной малогабаритной беспилотной авиационной системе носовая часть выполнена с возможностью управляемого кругового вращения относительно продольной оси с помощью кольцевого подшип- ника и управляемого механизма электропривода. Это позволяет во время полета производить поворот носовой части и обеспечивать более широкую полосу обзора подстилающей поверхности. Кроме того, при запуске беспилотного летательного аппарата и при его посадке носовая часть поворачивается таким образом, чтобы отверстие в носовом обтекателе было направлено вверх. Это позволяет снизить вероятность повреждения полезной нагрузки при возникновении нештатных ситуаций.
В заявляемой малогабаритной беспилотной авиационной системе носовая часть выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа и обратной пристыковки к нему. Это позволяет в процессе подготовки беспилотного летательного аппарата к полету легко менять носовую часть с установкой в ней различных технических средств полезной нагрузки в зависимости от цели и условий их применения.
Перечень фигур чертежей
В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображены:
Фигура 1 - малогабаритная беспилотная авиационная система в составе беспилотного летательного аппарата, размещенного на пуско- вой установке.
Фигура 2 - беспилотный летательный аппарат с отстыкованными от фюзеляжа левой и правой частями крыла.
Фигура 3 - боковой вид левой стороны фюзеляжа беспилотного летательного аппарата в месте крепления левой части крыла.
Фигура 4 - боковой вид левой части крыла беспилотного летательного аппарата.
Фигура 5 - внешний вид беспилотного летательного аппарата. Осуществление изобретения
Малогабаритная беспилотная авиационная система для воздушного наблюдения и разведки 1 (фигура 1), включающая наземную станцию управления; бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом (не показаны); пусковое устройство 2 и несущий полезную нагрузку разборный беспилотный летательный аппарат 3 модульной конструкции, выполненный по аэродинамической схеме летающее крыло, и содержащий фюзеляж 4, носовую часть 5 с установленной в ней полезной нагрузкой, левую часть крыла 6 и правую часть крыла 7, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла, а также силовую установку 8, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом.
Центральный лонжерон фюзеляжа выполнен в виде съемной трубки 9 (фигура 2) из композитных материалов. Ее средняя часть плотно размещена внутри дополнительно расположенного в фюзеляже и прикрепленного к его боковым стенкам центрального цилиндрического держателя 10 (фигура 3), продольная ось которого перпендику- лярна продольной оси фюзеляжа. Периферийные части съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа плотно входят в дополнительно и соосно установленные в левой и правой частях крыла боковые цилиндрические держатели 11 (фигура 2 и фигура 4). На торцах съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа 9, входящих в указанные боко- вые цилиндрические держатели 11 в левой и правой частях крыла, для повышения прочности установлены дисковые вставки из композитного материала. Один край боковых цилиндрических держателей 11 прикреплен к первым нервюрам 12 левой части крыла 6 и правой части крыла 7 (фигура 4), примыкающим к фюзеляжу. Второй край боковых цилин- дрических держателей 11, проходящих через вторые нервюры левой части крыла 6 и правой части крыла 7, жестко прикреплен к первым относительно передней кромки крыла лонжеронам 13 левой и правой частей крыла.
Замочные соединения левой и правой частей крыла с фюзеляжем включают два металлических болта 14 (фигура 4), ввернутых своей резьбовой частью в дополнительно установленные на торцевых частях крыла втулки, с регулируемым зазором между первыми нервюрами 12 левой 6 и правой 7 частей крыла, прилегающими к фюзеляжу, и внут- ренними поверхностями головок металлических болтов 14 за счет вкручивания или выкручивания металлических болтов 14. В фюзеляже 4 выполнены два боковых отверстия 15 (фигура 3), которые в собранном состоянии беспилотного летательного аппарата располагаются со- осно с металлическими болтами 14. Диаметр отверстий 15 слегка пре- вышает диаметр головок металлических болтов 14 так, чтобы они свободно входили в эти отверстия при сборке и выходили при разборке беспилотного летательного аппарата.
Внутри фюзеляжа на его боковых стенках установлены две вертикальные штыревые пружины 16 (фигура 3), состоящие из двух отрез- ков стальной проволоки 17, нижние концы которых жестко закреплены под указанными боковыми отверстиями в фюзеляже 15, а верхние концы свободно проходят через продольные прорези в верхней части фюзеляжа 4 над указанными боковыми отверстиями 15. В отогнутом вперед, в направлении носовой части беспилотного летательного аппарата, состоянии указанные отрезки стальной проволоки 17 не препятствуют вхождению головок указанных металлических болтов 14 в боковые отверстия фюзеляжа 15 в процессе присоединения левой 6 и правой 7 частей крыла к фюзеляжу. В отпущенном состоянии, при возврате назад к своему первоначальному положению, отрезки стальной проволо- ки 17 плотно входят в зазоры, образованные между внутренними поверхностями вошедших внутрь фюзеляжа головок металлических болтов 14 и внутренними боковыми поверхностями фюзеляжа 4. Таким образом, образуется стопорный элемент замочного соединения.
Дополнительное повышение прочности трубки центрального лонжерона фюзеляжа 9 достигается за счет выполнения ее в виде многослойной структуры, состоящей из нескольких слоев разных композитных материалов.
В патентуемой малогабаритной беспилотной авиационной систе- ме предусмотрена парашютная посадка беспилотного летательного аппарата. Для этого в верней центральной части фюзеляжа размещен парашютный отсек 18 (фигура 2), содержащий парашютную систему, присоединенную с помощью звеньев крепления к фюзеляжу, снабженный крышкой и электромеханическим запорным устройством, которое по команде с наземной станции управления или в соответствии с заложенной программой полета отпирается в нужный момент времени для выпуска парашюта и посадки на нем беспилотного летательного аппарата.
Силовая установка 8 размещена в задней части фюзеляжа беспи- лотного летательного аппарата 3 (фигура 1). Толкающий воздушный винт со складывающимися лопастями приводится во вращательное движение при подаче электропитания на электродвигатель от аккумуляторной батареи, размещенной в нижней центральной части фюзеляжа, в батарейном отсеке 19 (фигура 1 и фигура 5). В соответствии с введенной в бортовую систему управления программой полета беспилотного летательного аппарата, скорость полета изменяется за счет изменения числа оборотов электродвигателя с помощью регулирующего контроллера. Батарейный отсек 19 выполнен с возможностью отсты- ковки от фюзеляжа 4 для удобства зарядки аккумуляторной батареи, проведения технического обслуживания и ремонта.
Технические средства полезной нагрузки, выполненные в виде телевизионных и инфракрасных камер, установленных на гиростабили- зированной платформе, а также в виде цифрового фотоаппарата, размещены в носовой части 5 беспилотного летательного аппарата 3 напротив отверстия в носовом обтекателе 20 (фигура 5).
Носовая часть 5 выполнена с возможностью управляемого кругового вращения относительно фюзеляжа 4 беспилотного летательного аппарата 3 вокруг его продольной оси с помощью кольцевого подшипника и управляемого механизма электропривода (фигура 5).
Носовая часть 5 выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа 4 и обратной пристыковки к нему. Это позволяет в процессе подготовки беспилотного летательного аппарата 3 к полету легко ме- нять носовую часть 5 с установкой в ней различных технических средств полезной нагрузки в зависимости от цели и условий их применения, в том числе телевизионных камер, инфракрасных камер и цифровых фотоаппаратов.
Промышленная применимость
Изобретение предназначено для использования в малогабаритных беспилотных авиационных системах воздушного наблюдения и разведки в дневных и ночных условиях, а также аэрофотосъемки.
Каждое из средств, применение которого предусмотрено изобретением, выпускается промышленностью разных стран. Предусмотрен- ное изобретением взаимодействие средств реализуется в известных процессах различного назначения в области авиастроения и использования пилотируемых и беспилотных летательных аппаратов различного назначения. Беспилотная авиационная система, реализующая данное изобретение, была изготовлена серийно и многократно испытана.
В состав комплекса входят беспилотные летательные аппараты со съемными оптико-электронными системами (телевизионной и теплови- зионной), пусковое устройство, наземная станция управления, радиомачта с антенной и контрольный пункт, используемый в качестве удаленного видеотерминала.
Применение комплекса осуществляется техническим расчетом из двух человек с неподготовленных в инженерном отношении площадок при скорости ветра до 10 метров в секунду. Время подготовки к старту из походного положения - не более 15 минут. Время подготовки беспилотного летательного аппарата к повторному вылету - не более 10 минут. Время зарядки бортовой аккумуляторной батареи - не более 2 часов.
Разборное пусковое устройство малогабаритной беспилотной авиационной системы обеспечивает надежный запуск беспилотного летательного аппарата. В его состав входит состоящая из нескольких элементов направляющая штанга, оборудованная передними сошками, задним упором, держателями жгутов и роликами. На нее сверху уста- новлена разгонная каретка с ложементом для размещения беспилотного летательного аппарата, спусковое устройство с фиксатором разгонной каретки и резиновыми жгутами с крепежными узлами.
Парашютная система обеспечивает плавную посадку беспилотного летательного аппарата с вертикальной скоростью его снижения не более 5 метров в секунду.
Достигнутые результаты: скорость горизонтального полета беспилотного летательного аппарата составляет 60 - ПО км/час, максимальная высота полета над уровнем моря - до 3000 метров, продолжительность полета - до 1,5 часов, радиус действия - до 70 километров.

Claims

Формула изобретения
1. Малогабаритная беспилотная авиационная система (БАС) для воздушного наблюдения и разведки, включающая наземную станцию управления; бортовые и наземные средства радиосвязи, навигации и управления полетом; пусковое устройство и несущий полезную нагрузку разборный беспилотный летательный аппарат (БЛА) модульной конструкции, который может быть легко собран для полета и разобран для транспортировки в компактном контейнере, содержащий
- носовую часть с установленной в ней полезной нагрузкой, содержа- щую носовой обтекатель с прорезанным в нем отверстием, закрытым прозрачным материалом;
- левую и правую части крыла, содержащие продольные лонжероны, поперечные нервюры, обшивку и элероны, управляемые сервоприводами, установленными на нижней поверхности частей крыла;
- фюзеляж, содержащий центральный лонжерон, узлы крепления и замочные соединения носовой части, левой и правой частей крыла к фюзеляжу;
- силовую установку, расположенную в фюзеляже и снабженную двигателем с воздушным винтом,
отличающаяся тем, что
- центральный лонжерон фюзеляжа выполнен в виде съемной трубки из композитных материалов, средняя часть которой плотно размещена внутри дополнительно расположенного в фюзеляже и прикрепленного к его боковым стенкам центрального цилиндрического держателя, про- дольная ось которого перпендикулярна продольной оси фюзеляжа, а периферийные части указанной трубки плотно входят в дополнительно и соосно установленные в левой и правой частях крыла боковые цилиндрические держатели; - на торцах съемной трубки центрального лонжерона фюзеляжа, входящих в указанные боковые держатели в левой и правой частях крыла, установлены дисковые вставки из композитного материала;
- один край боковых цилиндрических 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;
- замочные соединения левой и правой частей крыла с фюзеляжем включают два металлических болта, ввернутых своей резьбовой частью в дополнительно установленные на торцевых частях крыла втулки с регулируемым зазором между первыми нервюрами левой и правой частей крыла, прилегающими к фюзеляжу, и внутренними поверхно- стями головок металлических болтов за счет вкручивания и выкручивания указанных болтов; два боковых отверстия в фюзеляже, соосно расположенные с указанными металлическими болтами, диаметр которых слегка превышает диаметр головок металлических болтов так, чтобы они свободно входили в эти отверстия при сборке и выходили при раз- борке беспилотного летательного аппарата; две вертикальные штыревые пружины, расположенные внутри фюзеляжа и состоящие из отрезков стальной проволоки, нижние концы которых жестко закреплены под указанными боковыми отверстиями в фюзеляже, а верхние концы свободно проходят через продольные прорези в верхней части фюзеля- жа над указанными боковыми отверстиями в фюзеляже, выполненные так, чтобы в отогнутом вперед, в направлении носовой части беспилотного летательного аппарата, состоянии указанные отрезки стальной проволоки не препятствовали введению головок указанных металлических болтов в боковые отверстия фюзеляжа в процессе присоединения частей крыла к фюзеляжу, а в отпущенном состоянии, при возврате назад к своему первоначальному положению, плотно входили в зазоры, образованные между внутренними поверхностями введенных внутрь фюзеляжа головок металлических болтов и внутренними поверхностя- ми фюзеляжа.
2. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, отличающаяся тем, что трубка центрального лонжерона фюзеляжа выполнена в виде многослойной структуры, состоящей из нескольких слоев разных композитных материалов.
3. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, отличающаяся тем, что в верхней центральной части фюзеляжа размещен парашютный отсек, содержащий парашютную систему, присоединенную с помощью звеньев крепления к фюзеляжу, снабженный крышкой и электромеханическим запорным устройством, ко- торое по команде с наземной станции управления или в соответствии с заложенной программой полета отпирается в нужный момент времени для выпуска парашюта и посадки на нем беспилотного летательного аппарата.
4. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, отличающаяся тем, что силовая установка, размещенная в задней части фюзеляжа, содержит электродвигатель, регулирующий контроллер и толкающий воздушный винт со складывающимися лопастями, приводимыми во вращательное движение при подаче электропитания на электродвигатель от аккумуляторной батареи, расположенной в нижней центральной части фюзеляжа, в батарейном отсеке, выполненном с возможностью отстыковки от фюзеляжа.
5. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, отличающаяся тем, что в качестве полезной нагрузки использованы телевизионные и инфракрасные камеры, установленные на гиростабилизированной платформе в носовой части беспилотного летательного аппарата напротив отверстия в носовом обтекателе.
6. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, отличающаяся тем, что в качестве полезной нагрузки ис- пользован фотоаппарат, установленный в носовой части беспилотного летательного аппарата напротив отверстия в носовом обтекателе.
7. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, 5 и 6 отличающаяся тем, что носовая часть выполнена с возможностью управляемого кругового вращения относительно про- дольной оси беспилотного летательного аппарата с помощью кольцевого подшипника и управляемого механизма электропривода.
8. Переносная малогабаритная беспилотная авиационная система по пункту 1, 5, 6 и 7 отличающаяся тем, что носовая часть выполнена с возможностью отсоединения от фюзеляжа и обратной пристыковки к нему для замены, ремонта и технического обслуживания технических средств полезной нагрузки.
PCT/RU2009/000331 2009-07-02 2009-07-02 Малогабаритная беспилотная авиационная система WO2011002331A1 (ru)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010148003/11A RU2473455C2 (ru) 2009-07-02 2009-07-02 Малогабаритная беспилотная авиационная система
PCT/RU2009/000331 WO2011002331A1 (ru) 2009-07-02 2009-07-02 Малогабаритная беспилотная авиационная система

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/RU2009/000331 WO2011002331A1 (ru) 2009-07-02 2009-07-02 Малогабаритная беспилотная авиационная система

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2011002331A1 true WO2011002331A1 (ru) 2011-01-06

Family

ID=43411228

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2009/000331 WO2011002331A1 (ru) 2009-07-02 2009-07-02 Малогабаритная беспилотная авиационная система

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2473455C2 (ru)
WO (1) WO2011002331A1 (ru)

Cited By (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102180257A (zh) * 2011-04-15 2011-09-14 天津全华时代航天科技发展有限公司 模块式快速拼接式无人机
CN103466074A (zh) * 2013-09-24 2013-12-25 中国航天空气动力技术研究院 一种舰载撞网回收无人机
RU2507468C2 (ru) * 2012-03-20 2014-02-20 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Способ пуска беспилотного летательного аппарата и реактивный комплекс для его реализации (варианты)
CN105129087A (zh) * 2015-08-21 2015-12-09 田悦丰 一种飞行器模块化解决方法及模块化飞行器
WO2015189518A1 (fr) 2014-06-10 2015-12-17 Danielson Aircraft Systems Vehicule aerien avec des ailes polygonals
US9365088B2 (en) 2010-06-29 2016-06-14 Aerovironment, Inc. UAV having hermetically sealed modularized compartments and fluid drain ports
CN106275374A (zh) * 2016-08-31 2017-01-04 河南翱翔航空科技有限公司 新型航拍无人机舱体
WO2017068292A1 (fr) 2015-10-22 2017-04-27 Danielson Aircraft Systems Aeronef a voilure fixe et a stabilite statique accrue
CN106847005A (zh) * 2016-07-13 2017-06-13 中北大学 一种微小型惯性稳定平台实验教学仪器
WO2017107128A1 (zh) * 2015-12-24 2017-06-29 深圳市大疆创新科技有限公司 快拆结构、多旋翼无人飞行器、组件及旋翼组件
CN106904269A (zh) * 2017-04-18 2017-06-30 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 一种旋翼机控制机构
CN107010202A (zh) * 2017-02-28 2017-08-04 北京航空航天大学 一种可控的飞行器折叠翼展开装置
KR101805392B1 (ko) 2017-04-24 2017-12-06 주식회사 드론메이트 드론용 부품 및 이를 이용하여 제조된 드론
US10683098B2 (en) 2015-06-29 2020-06-16 Yuefeng TIAN Driving device assembly with multiple drive devices and application thereof
RU2754277C1 (ru) * 2021-01-27 2021-08-31 Юрий Иванович Малов Беспилотный летательный аппарат
CN114435583A (zh) * 2022-01-04 2022-05-06 南京航空航天大学 一种组合体无人机机翼锁紧分离机构及其工作方法

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2559332C1 (ru) * 2014-02-25 2015-08-10 Федеральное государственное казённое военное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Военная академия материально технического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулева" Министерства обороны Российской Федерации Метод обнаружения малогабаритных беспилотных летательных аппаратов
RU2681423C1 (ru) * 2017-12-19 2019-03-06 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Модульная конструкция беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки
RU181714U1 (ru) * 2018-01-15 2018-07-26 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки с силовой балкой из композиционного материала
CN109515706A (zh) * 2018-12-03 2019-03-26 成都纵横大鹏无人机科技有限公司 一种模块化无人机
RU2760832C1 (ru) * 2021-04-07 2021-11-30 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем управления им. В.А. Трапезникова Российской академии наук Беспилотный летательный аппарат

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2424521A (en) * 1943-10-08 1947-07-22 Mcdonnell Aircraft Corp Airplane wing spar joint
RU2213024C1 (ru) * 2002-07-18 2003-09-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Беспилотный летательный аппарат (варианты)
US7210654B1 (en) * 2003-07-23 2007-05-01 Mission Technologies, Inc. Unmanned airborne reconnaissance system
US7237750B2 (en) * 2004-10-29 2007-07-03 L3 Communications Autonomous, back-packable computer-controlled breakaway unmanned aerial vehicle (UAV)
RU83483U1 (ru) * 2008-12-31 2009-06-10 Николай Михайлович Попов Беспилотный летательный аппарат

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2424521A (en) * 1943-10-08 1947-07-22 Mcdonnell Aircraft Corp Airplane wing spar joint
RU2213024C1 (ru) * 2002-07-18 2003-09-27 Открытое акционерное общество "ОКБ Сухого" Беспилотный летательный аппарат (варианты)
US7210654B1 (en) * 2003-07-23 2007-05-01 Mission Technologies, Inc. Unmanned airborne reconnaissance system
US7237750B2 (en) * 2004-10-29 2007-07-03 L3 Communications Autonomous, back-packable computer-controlled breakaway unmanned aerial vehicle (UAV)
RU83483U1 (ru) * 2008-12-31 2009-06-10 Николай Михайлович Попов Беспилотный летательный аппарат

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10647423B2 (en) 2010-06-29 2020-05-12 Aerovironment, Inc. UAV having hermetically sealed modularized compartments and fluid drain ports
US9365088B2 (en) 2010-06-29 2016-06-14 Aerovironment, Inc. UAV having hermetically sealed modularized compartments and fluid drain ports
US11230374B2 (en) 2010-06-29 2022-01-25 Aerovironment, Inc. UAV having hermetically sealed modularized compartments and fluid drain ports
CN102180257A (zh) * 2011-04-15 2011-09-14 天津全华时代航天科技发展有限公司 模块式快速拼接式无人机
RU2507468C2 (ru) * 2012-03-20 2014-02-20 Открытое Акционерное Общество "Государственное Машиностроительное Конструкторское Бюро "Радуга" Имени А.Я. Березняка" Способ пуска беспилотного летательного аппарата и реактивный комплекс для его реализации (варианты)
CN103466074A (zh) * 2013-09-24 2013-12-25 中国航天空气动力技术研究院 一种舰载撞网回收无人机
WO2015189518A1 (fr) 2014-06-10 2015-12-17 Danielson Aircraft Systems Vehicule aerien avec des ailes polygonals
US10683098B2 (en) 2015-06-29 2020-06-16 Yuefeng TIAN Driving device assembly with multiple drive devices and application thereof
CN105129087A (zh) * 2015-08-21 2015-12-09 田悦丰 一种飞行器模块化解决方法及模块化飞行器
WO2017068292A1 (fr) 2015-10-22 2017-04-27 Danielson Aircraft Systems Aeronef a voilure fixe et a stabilite statique accrue
WO2017107128A1 (zh) * 2015-12-24 2017-06-29 深圳市大疆创新科技有限公司 快拆结构、多旋翼无人飞行器、组件及旋翼组件
CN106847005A (zh) * 2016-07-13 2017-06-13 中北大学 一种微小型惯性稳定平台实验教学仪器
CN106275374A (zh) * 2016-08-31 2017-01-04 河南翱翔航空科技有限公司 新型航拍无人机舱体
CN107010202B (zh) * 2017-02-28 2019-06-25 北京航空航天大学 一种可控的飞行器折叠翼展开装置
CN107010202A (zh) * 2017-02-28 2017-08-04 北京航空航天大学 一种可控的飞行器折叠翼展开装置
CN106904269A (zh) * 2017-04-18 2017-06-30 河北天启通宇航空器材科技发展有限公司 一种旋翼机控制机构
KR101805392B1 (ko) 2017-04-24 2017-12-06 주식회사 드론메이트 드론용 부품 및 이를 이용하여 제조된 드론
RU2754277C1 (ru) * 2021-01-27 2021-08-31 Юрий Иванович Малов Беспилотный летательный аппарат
CN114435583A (zh) * 2022-01-04 2022-05-06 南京航空航天大学 一种组合体无人机机翼锁紧分离机构及其工作方法

Also Published As

Publication number Publication date
RU2473455C2 (ru) 2013-01-27
RU2010148003A (ru) 2012-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2473455C2 (ru) Малогабаритная беспилотная авиационная система
EP2714512B1 (en) Rocket or ballistic launched rotary wing unmanned air vehicle
CN105620735B (zh) 高速多旋翼垂直起降飞行器
US8328130B2 (en) Vertical take off and landing unmanned aerial vehicle airframe structure
US9180967B2 (en) Configurable pod structure and store stowage and deployment system and method
US8528853B2 (en) In-line staged horizontal takeoff and landing space plane
US5779190A (en) Portable unmanned aerial vehicle
US9027879B1 (en) Modular adaptive configured helicopter
US20170225802A1 (en) Systems and methods for deployment and operation of vertical take-off and landing (vtol) unmanned aerial vehicles
US9738383B2 (en) Remote controlled aerial reconnaissance vehicle
US6913224B2 (en) Method and system for accelerating an object
US20220041301A1 (en) Satellite launch system
US20050029400A1 (en) Runway-independent omni-role modularity enhancement (rome) vehicle
US20200255136A1 (en) Vertical Flight Aircraft With Improved Stability
WO2020039424A1 (en) Launch system
US10793265B2 (en) Vertically oriented tube-launchable rotary wing aircraft having respective rotors at opposite ends of main body
US20040031880A1 (en) Aircraft and propulsion system for an aircraft, and operating method
RU2748623C1 (ru) Малогабаритная беспилотная авиационная система
DE102012112489B4 (de) Drehflügler als Plattform für UAV-Missionen
RU173480U1 (ru) Сборно-разборный беспилотный летательный аппарат блочной конструкции
DE102010045858A1 (de) Unbemannter Kleinflugkörper
EP2868577B1 (en) Remotely controllable airplane adapted for belly-landing
RU2793711C1 (ru) Мобильная беспилотная система для воздушного наблюдения и разведки
DE10356157B4 (de) Verfahren und Vorrichtungen für den Marschflugkörper-Verschuß mittels Booster-Plattform
RU69840U1 (ru) Беспилотный летательный аппарат типа "винтокрыл"

Legal Events

Date Code Title Description
WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2010148003

Country of ref document: RU

121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09846886

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 09846886

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1