WO2019245407A1 - Трансформируемый беспилотный летательный аппарат - Google Patents

Трансформируемый беспилотный летательный аппарат Download PDF

Info

Publication number
WO2019245407A1
WO2019245407A1 PCT/RU2019/000414 RU2019000414W WO2019245407A1 WO 2019245407 A1 WO2019245407 A1 WO 2019245407A1 RU 2019000414 W RU2019000414 W RU 2019000414W WO 2019245407 A1 WO2019245407 A1 WO 2019245407A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
wings
fuselage
wing
unmanned aerial
aerial vehicle
Prior art date
Application number
PCT/RU2019/000414
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Андрей Петрович УШАКОВ
Original Assignee
Андрей Петрович УШАКОВ
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 Андрей Петрович УШАКОВ filed Critical Андрей Петрович УШАКОВ
Publication of WO2019245407A1 publication Critical patent/WO2019245407A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/20—Vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • 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

Definitions

  • the invention relates to the field of aviation industry, and can be used in the development of unmanned aerial vehicles for various purposes, such as vertical take-off and landing devices, flying wing aircraft and with a propelling screw having a Duck pattern, motor gliders of a classical airplane scheme, etc. .
  • Known unmanned aerial vehicle "Dual-mode microplane" [RF patent for utility model JV 65862, publ. August 27, 2007], comprising a fuselage, a wing, an electric motor, flight control equipment, video surveillance devices, and the wing is additionally equipped with removable consoles that are attached to the end parts of the wing, the root chords of the consoles being equal to the end chord of the wing.
  • a disadvantage of the known technical solution is a purely aircraft design of the apparatus, having a narrow functional purpose, since the aerodynamic design of the apparatus is not changeable, and the mounted additional aerodynamic planes (removable consoles) change only the specific load on the wing.
  • Known high-speed multifunctional aircraft vertical takeoff and landing [patent application US 2016144957, publ. 05/26/2016], including at least two rotors creating axial force located at an equal distance from the longitudinal axis of the aircraft on the main wing, and at least two rotors creating axial force located at an equal distance from the longitudinal axis of the aircraft wing.
  • the rotors can be driven by electric motors. By adjusting the speed and / or pitch of the rotors, the device can go from a vertical configuration Flight to horizontal flight configuration and vice versa.
  • this device is made according to the pattern with a cruciform wing, with three or four consoles of approximately the same area, located perpendicular to each other, the consoles of the largest area located in the flight plane, and at the ends of each of them are electric motors for driving propellers of an unregulated pitch .
  • the device has two flight modes: horizontal “on an airplane”, while the main axis of the device is horizontal, and the take-off – landing or hover “on a helicopter” mode, in which the main axis of the device is located vertically.
  • the disadvantage of the prototype is a little transformable purely aircraft layout of the main bearing planes, implying that the lifting force is created only by planes located in the flight plane, and vertically located planes have an auxiliary function and are intended mainly for mounting traction motors for propeller drives.
  • the lack of the ability to control the pitch of the propellers and the direction of their rotation does not provide sufficient controllability of the aerodynamic scheme during flight, hovering and takeoff - landing with the vertical position of the fuselage.
  • the objective of the present invention is to provide a structurally simple, technologically advanced to manufacture, transformable unmanned aerial vehicle, which, depending on the tasks to be solved, is able to implement various aerodynamic schemes.
  • the technical result of the proposed technical solution is improving the functionality of the unmanned aerial vehicle and expanding the scope of its application while simplifying the design.
  • the unmanned aerial vehicle including the fuselage, equipped with an instrument compartment with a constant payload, antenna management and power supply, and the wings connected to it, while the wings are interchangeable, and at least four are formed in the fuselage seats for installing and fixing removable wings, the number and location of which is determined depending on the chosen aerodynamic scheme.
  • variable payload is installed in the instrument compartment of the fuselage or on an external sling
  • - interchangeable wings are made of different lengths and / or shapes.
  • the technical result provided by the implementation of the claimed combination of essential features of the utility model is to create a universal transformable unmanned aerial vehicle that implements various aerodynamic schemes that differ from each other by their main technical characteristics - the ability to perform vertical take-off and landing or hovering during the flight; time and range; volume, mass and composition of the payload depending on the specific load on the wing with the selected aerodynamic design. Also this the technical solution allows for the modular production of the apparatus and significantly reduce the required working capital. It also increases the maintainability of the device and reduces the time to carry out repairs, since a failed wing can be quickly replaced.
  • FIG. 1 - a diagram of an aircraft of the “Flying Wing” type with engines located at the ends of the wing consoles or an engine with a pushing propeller located at the rear, at the end of the fuselage;
  • FIG. 1 shows the appearance of the general fuselage
  • FIG. 2 shows an exploded fuselage assembly
  • FIG. 3 shows an arrangement with an X-wing
  • FIG. 4 shows an exploded assembly of an X-wing assembly
  • FIG. 5 shows an arrangement with an annular wing
  • FIG. 6 shows an arrangement with an annular wing (top view);
  • FIG. 7 shows an embodiment with an annular wing (side view);
  • FIG. 8 shows an embodiment with a cruciform wing
  • FIG. 9 shows an exploded assembly of a cruciform wing arrangement
  • FIG. 10 shows an embodiment with a cruciform wing with three interchangeable wings
  • FIG. 11 shows an arrangement with two wings, at the ends of which there are engines with pulling propellers that reduce the vortex losses of the wing;
  • FIG. 12 shows an embodiment of a flying wing apparatus
  • FIG. 13 shows an exploded assembly of an arrangement of a flying wing apparatus
  • FIG. 14 shows a variant of the arrangement of the apparatus made according to the “Duck” scheme with cruciform controls located on the outside on the housing of the elongated instrument compartment;
  • FIG. 15 shows an exploded assembly of an embodiment of the apparatus made according to the Duck scheme
  • FIG. 16 shows a variant of the layout of the “motoplane” type apparatus constructed according to the classical airplane scheme with V-shaped aerodynamic controls
  • FIG. 17 shows an exploded assembly of a layout option of a motor-glider apparatus constructed according to a classic airplane design with V-shaped aerodynamic controls.
  • the unmanned aerial vehicle (Fig. 1-17) includes a fuselage 1 equipped with an instrument compartment 2 with a constant payload 3, an antenna array 4 and a power supply 5, and the wings 6 connected to it.
  • the wings 6 are removable, and in the fuselage 1 at least four seats 7 are formed for installing and fixing the removable wings 6.
  • the number and location of the wings 6 is determined depending on the chosen aerodynamic configuration.
  • the fuselage 1 (Fig. 1 and 2) is a body made of lightweight materials (for example, carbon fiber), inside which are the compartments intended for installation of equipment in them.
  • the body of the fuselage 1 from the ends can be closed with removable covers (not shown in the drawing).
  • the instrument compartment 2 is usually located in the front of the fuselage 1 and includes a constant payload 3 (for example, a flight controller, receivers and transmitters of radio and video information, a power manager, etc.) and can be equipped with a variable payload 8 (for example, sensors control of atmospheric parameters, sensors of visual control of the earth's surface (photo of video cameras), additional battery, radio-spectral sensor, etc.).
  • the variable payload 8 can be located on the external sling of the apparatus 9 (Fig. 10), in this case it can include a parachute 10, aerosol cannons for processing thunderstorms and hail clouds, interceptor drones grids, radiometric sensors, fuel tanks, additional battery packs.
  • Antenna farm 4 is located on the outer side of the surface of the fuselage 1 and includes antennas of a radio control system, telemetry information transmission, video information transmission, GPS.
  • the power supply 5 may be located inside the fuselage 1 or on its outer surface.
  • the device can be equipped with at least one additional power supply (not proven in the drawing) located on the outer surface of the fuselage 1 or on the external suspension.
  • the device is equipped with at least one engine 9 mounted on a removable wing 6 or on the fuselage 1.
  • Each seat 7 is a connecting plane formed in the surface of the fuselage body 1 or with the help of pylons 11 rigidly mounted on the fuselage body 1, and is made with the possibility of reliable and collapsible installation and fixation of the removable wing 6, for example, by inserting wing spars 6 into the counter holes 12, located in the seat 7, all the way to their fixation with fasteners, for example, transverse bolts (not shown in the drawing) passing through the spars and fuselage pylon 1, bolts (in the drawing e shown) fixing the toe wing and the pin (not shown) of the fuselage 1, which prevents possible displacement of the trailing edge 6.
  • fasteners for example, transverse bolts (not shown in the drawing) passing through the spars and fuselage pylon 1, bolts (in the drawing e shown) fixing the toe wing and the pin (not shown) of the fuselage 1, which prevents possible displacement of the trailing edge 6.
  • each wing 6 to ensure its rigidity, there is a power set (not shown in the drawing) of the wing, including wing spars (providing longitudinal wing stiffness), force plates (preventing torsion of the wing) and wingtips located at the root of the wing and at its end.
  • wing spars providing longitudinal wing stiffness
  • force plates preventing torsion of the wing
  • wingtips located at the root of the wing and at its end.
  • Aerodynamic control elements 13 can be installed on the removable wings 6.
  • the aerodynamic control bodies 13 (Fig. 13) for realizing a purely airplane scheme can be located directly on the elongated fuselage 1, for example, using an additional beam 14 fixed to its rear end.
  • FIG. 3 an embodiment of the apparatus with an X-shaped wing is presented, i.e. four removable wings 6 are connected to four seats 7, at the ends of which there are engines 9 with traction propellers.
  • the X-shaped scheme is determined by the angle of the wing consoles 6 to the flight plane at an angle of 45 degrees. This unit has the ability to vertical take-off and landing and horizontal flight.
  • FIG. 5-7 an arrangement with an annular wing is presented, which is attached to the fuselage 1 by means of four auxiliary intermediate wings 6. This scheme ensures the rigidity of the structure and the aerodynamic characteristics of the device at any angles of flight.
  • FIG. 8 an embodiment of a vertical take-off and landing apparatus with a cruciform wing is presented.
  • This cruciform pattern is determined by the presence of four interchangeable wings 6, two of which are parallel to the flight plane.
  • At the ends of the wing consoles 6 are engines 9.
  • FIG. 10 shows a layout of a vertical take-off and landing apparatus with a cruciform wing.
  • This cruciform pattern is determined by the presence of three interchangeable wings 6, two of which are parallel to the plane of flight, and the third is perpendicular.
  • FIG. 11 shows a variant of the arrangement of a flying wing apparatus with two removable wings 6, at the ends of which there are engines 9 with pulling propellers, which reduce the vortex losses of the wing.
  • FIG. 12 13 an embodiment of a flying wing apparatus with two interchangeable wings 6 is shown.
  • an engine 9 with a pushing propeller is located at the rear end of the fuselage 1.
  • FIG. 14 an embodiment of the apparatus, made according to the scheme of the Utka aircraft with two interchangeable wings 6, with an engine 9 and a pushing propeller located at the rear end of the fuselage 1, cross-shaped aerodynamic control elements 13 located on the outside on the body of the elongated instrument compartment is presented 2.
  • FIG. 16 17 an embodiment of a motor-glider-type apparatus is presented, constructed according to a classical airplane scheme with V-shaped aerodynamic control elements 13 located at the end of the fuselage 1 extended by means of an intermediate beam 14, and an engine 9 and a pushing propeller located at the rear end of the fuselage 1.
  • the claimed aircraft operates as follows.
  • the aerodynamic design is determined which is best suited to the required flight mission.
  • the device is being assembled.
  • the device is brought into working condition.
  • the device takes off, either independently - vertically, either with a catapult or from a hand.
  • the landing of the device is also carried out either vertically or using a parachute.
  • the claimed aircraft may find application as an unmanned aerial vehicle capable of performing various kinds of aerial work.
  • the claimed aircraft can be performed using well-known equipment and materials manufactured by both domestic and foreign industry.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к области авиационной промышленности, и может быть использовано при разработке беспилотных летательных аппаратов различного назначения таких, как аппараты вертикального взлета и посадки, самолеты типа «летающее крыло» и с толкающим винтом, имеющим схему «Утка», мотопланеры классической самолетной схемы и др. Беспилотный летательный аппарат включающий фюзеляж, снабженный приборным отсеком с постоянной полезной нагрузкой, антенным хозяйством и блоком питания, и соединенные с ним крылья, при этом крылья выполнены сменными, а в фюзеляже образованы по меньшей мере четыре посадочных места для установки и фиксации сменных крыльев, количество и расположение которых определяется в зависимости от выбранной аэродинамической схемы. Технический результат заявляемого технического решения заключается в повышении функциональности беспилотного летательного аппарата и расширении области его применения с одновременным упрощением конструкции.

Description

Трансформируемый беспилотный летательный аппарат
Изобретение относится к области авиационной промышленности, и может быть использовано при разработке беспилотных летательных аппаратов различного назначения таких, как аппараты вертикального взлета и посадки, самолеты типа «летающее крыло» и с толкающим винтом, имеющим схему «Утка», мотопланеры классической самолетной схемы и др.
Известен беспилотный летательный аппарат «Двухрежимный микросамолет» [патенту РФ на полезную модель JV 65862, опубл. 27.08.2007], содержащий фюзеляж, крыло, электродвигатель, оборудование для управления полетом, приборы видеонаблюдения, при этом крыло дополнительно снабжено съемными консолями, которые прикреплены к концевым частям крыла, причем корневые хорды консолей равны концевой хорде крыла.
Недостатком известного технического решения является чисто самолетная схема аппарата, имеющая узкое функциональное назначение, поскольку аэродинамическая схема аппарата является не изменяемой, а монтируемые дополнительные аэродинамические плоскости (съемные консоли) изменяют только удельную нагрузку на крыло.
Известен высокоскоростной многофункциональный летательный аппарат вертикального взлета-посадки [заявка на изобретение US 2016144957, опубл. 26.05.2016], включающий по меньшей мере два ротора, создающих осевое усилие, расположенные на равном расстоянии от продольной оси летательного аппарата на главном крыле, и по меньшей мере два ротора, создающих осевое усилие, расположенные на равном расстоянии от продольной оси самолета на вертикальном крыле. Роторы могут приводиться в действие электродвигателями. Регулируя скорость и / или шаг роторов, аппарат может перейти от вертикальной конфигурации полета к горизонтальной конфигурации полета и обратно. Таким образом, данный аппарат выполнен по схеме с крестообразным крылом, с тремя или четырьмя консолями приблизительно одинаковой площади, расположенными перпендикулярно друг другу, причем консоли наибольшей площади расположены в плоскости полета, а на концах каждой из них расположены электрические двигатели привода воздушных винтов не регулируемого шага. Аппарат имеет два режима полета: горизонтальный «по самолетному», при этом главная ось аппарата располагается горизонтально, и режим взлета - посадки или зависания «по вертолетному», при котором главная ось аппарата расположена вертикально.
Данная конструкция беспилотного летательного аппарата вертикального взлета-посадки выбрана в качестве прототипа заявленного технического решения.
Недостатком прототипа является мало трансформируемая чисто самолетная схема расположения главных несущих плоскостей, подразумевающая, что подъемная сила создается только плоскостями, расположенными в плоскости полета, а вертикально расположенные плоскости имеет вспомогательную функцию и предназначены, в основном, лишь для монтажа тяговых двигателей привода воздушных винтов. Кроме того, отсутствие возможности регулирования шага винтов и направления их вращения не обеспечивают достаточную управляемость аэродинамической схемы при полете, зависании и взлете - посадки с вертикальным положением фюзеляжа.
Задачей настоящего изобретения является создание конструктивно простого, технологичного в изготовлении, трансформируемого беспилотного летательного аппарата, который в зависимости от решаемых задач, способен реализовывать различные аэродинамические схемы. Технический результат заявляемого технического решения заключается в повышении функциональности беспилотного летательного аппарата и расширении области его применения с одновременным упрощением конструкции.
Указанный технический результат достигается за счет того, что беспилотный летательный аппарат, включающий фюзеляж, снабженный приборным отсеком с постоянной полезной нагрузкой, антенным хозяйством и блоком питания, и соединенные с ним крылья, при этом крылья выполнены сменными, а в фюзеляже образованы по меньшей мере четыре посадочных места для установки и фиксации сменных крыльев, количество и расположение которых определяется в зависимости от выбранной аэродинамической схемы.
Возможны варианты развития основного технического решения, заключающиеся в том, что:
- имеется по меньшей мере два сменных крыла;
- имеется по меньшей мере один двигатель, установленный на сменном крыле или на фюзеляже;
- имеется по меньшей мере одна изменяемая полезная нагрузка;
- изменяемая полезная нагрузка установлена в приборном отсеке фюзеляжа или на внешней подвеске;
- сменные крылья выполнены разной длины и/или формы.
Технический результат, обеспечиваемый реализацией заявленной совокупности существенных признаков полезной модели, заключается в создании универсального трансформируемого беспилотного летательного аппарата реализующего различные аэродинамические схемы, отличающиеся друг от друга своими основными техническими характеристиками - способностью осуществлять вертикальный взлет- посадку или зависание в процессе полета; временем и дальностью полета; объемом, массой и составом полезной нагрузки в зависимости от удельной нагрузки на крыло при выбранной аэродинамической схеме. Также это техническое решение позволяет осуществлять модульное производство аппарата и существенно снизить потребные оборотные средства. А также повышается ремонтопригодность аппарата и уменьшается время на осуществление ремонта, поскольку пришедшее в негодность крыло можно быстро заменить.
Например:
- схему самолета вертикального взлета посадки с Х-образным крылом, консоли которого расположены под углом 45 градусов к плоскости полета, отличающейся большими критическими углами атаки, что особенно важно для полетов вблизи склонов гор, где наблюдаются сильные восходящие и нисходящие потоки;
- схему самолета вертикального взлета посадки с крестообразным крылом, с четырьмя, тремя или двумя консолями, с возможностью вертикального взлета посадки, по типу прототипа заявляемого технического решения (US2016144957 (А1));
- схему самолета типа «Летающее крыло» с двигателями расположенными на концах консолей крыла или двигателем, с толкающим пропеллером, расположенным сзади, на торце фюзеляжа;
схему самолета типа «Утка», с органами управления расположенными на корпусе приборного отсека;
- классическую самолетную схему с V-образными органами управления, наилучшим образом подходящую для создания мотопланера с большим временем и дальностью полета;
- схему самолета с кольцеобразным крылом вертикального взлета посадки;
- и т.д.
Сущность заявленного технического решения поясняется чертежами, иллюстрирующими некоторые возможные варианты компоновок трансформируемого беспилотного летательного аппарата: на Фиг. 1 показан внешний вид общего фюзеляжа;
на Фиг. 2 показана разнесенная сборка фюзеляжа;
на Фиг. 3 показан вариант компоновки с Х-образным крылом;
на Фиг. 4 показана разнесенная сборка компоновки с Х-образным крылом;
на Фиг. 5 показан вариант компоновки с кольцевым крылом;
на Фиг. 6 показан вариант компоновки с кольцевым крылом (вид сверху);
на Фиг. 7 показан вариант компоновки с кольцевым крылом (вид сбоку);
на Фиг. 8 показан вариант компоновки с крестообразным крылом; на Фиг. 9 показана разнесенная сборка компоновки крестообразным крылом;
на Фиг. 10 показан вариант компоновки с крестообразным крылом с тремя сменными крыльями;
на Фиг. 11 показан вариант компоновки с двумя крыльями, на концах которых расположены двигатели с тянущими пропеллерами, уменьшающими вихревые потери крыла;
на Фиг. 12 показан вариант компоновки аппарата типа «летающее крыло»;
на Фиг. 13 показана разнесенная сборка варианта компоновки аппарата типа «летающее крыло»;
на Фиг. 14 показан вариант компоновки аппарата, выполненного по схеме «Утка» с крестообразными органами управления, расположенными с наружной стороны на корпусе удлиненного приборного отсека;
на Фиг. 15 показана разнесенная сборка варианта компоновки аппарата, выполненного по схеме «Утка»; на Фиг. 16 показан вариант компоновки аппарата типа «мотопланер», построенного по классической самолетной схеме с V- образными аэродинамическими органами управления;
на Фиг. 17 показана разнесенная сборка варианта компоновки аппарата типа «мотопланер», построенного по классической самолетной схеме с V-образными аэродинамическими органами управления.
Беспилотный летательный аппарат (Фиг. 1-17) включает фюзеляж 1, снабженный приборным отсеком 2 с постоянной полезной нагрузкой 3, антенным хозяйством 4 и блоком питания 5, и соединенные с ним крылья 6. При этом крылья 6 выполнены сменными, а в фюзеляже 1 образованы по меньшей мере четыре посадочных места 7 для установки и фиксации сменных крыльев 6. Количество и расположение крыльев 6 определяется в зависимости от выбранной аэродинамической схемы.
Фюзеляж 1 (Фиг. 1 и 2) представляет собой корпус, выполненный из легких материалов (например, углепластика), внутри которого расположены отсеки, предназначенные для установки в них оборудования. Корпус фюзеляжа 1 с торцов может быть закрыт съемными крышками (на чертеже не показано). Приборный отсек 2 расположен обычно в передней части фюзеляжа 1 и включает в себя постоянную полезную нагрузку 3 (например, полетный контроллер, приемники и передатчики радио и видео информации, менеджер питания и др.) и может быть снабжен изменяемой полезной нагрузкой 8 (например, датчиков контроля параметров атмосферы, датчиков визуального контроля поверхности земли (фото видео камер), дополнительного аккумулятора, радиоспектрального датчика и др.). При этом изменяемая полезная нагрузка 8 может быть расположена на внешней подвеске аппарата 9 (Фиг. 10), в этом случае она может включать парашют 10, аэрозольные шашки для обработки грозовых и градовых облаков, сетки перехвата дронов нарушителей, радиометрические датчики, баки с топливом, дополнительные аккумуляторные блоки.
Антенное хозяйство 4 расположено с внешней стороны поверхности фюзеляжа 1 и включает антенны системы радиоуправления, передачи телеметрической информации, передачи видеоинформации, GPS.
Блок питания 5 может быть расположен внутри фюзеляжа 1 или на его внешней поверхности. Аппарат может быть снабжен еще по меньшей мере одним дополнительным блоком питания (на чертеже не доказано), расположенным на внешней поверхности фюзеляжа 1 или на внешней подвеске.
Аппарат снабжен по меньшей мере одним двигателем 9, установленным на сменном крыле 6 или на фюзеляже 1.
Каждое посадочное место 7 представляет собой стыковочную плоскость, образованную в поверхности корпуса фюзеляжа 1 или с помощью пилонов 11, жестко закрепленных на корпусе фюзеляжа 1, и выполнено с возможностью надежной и сборно-разборной установки и фиксации сменного крыла 6, например, путем вставки лонжеронов крыла 6 в ответные отверстия 12, расположенные в посадочном месте 7, до упора и их фиксации с помощью крепежных изделий, например, поперечных болтов (на чертеже не показано), проходящих через лонжероны и пилон фюзеляжа 1, болта (на чертеже не показано) фиксации носка крыла и штыря (на чертеже не показано) фюзеляжа 1 , предотвращающего возможное смещение задней кромки крыла 6.
При любой выбранной аэродинамической схеме имеется по меньшей мере два сменных крыла 6, которые могут быть выполнены разной длины и/или формы.
Внутри каждого крыла 6, для обеспечения его жесткости, расположен силовой набор (на чертеже не показано) крыла, включающий лонжероны крыла (обеспечивающие продольную жесткость крыла), силовые пластины (предотвращающие кручение крыла) и законцовки крыла, расположенные в корне крыла и на его конце.
На сменных крыльях 6 могут быть установлены двигатели 9, органы 13 аэродинамического управления (Фиг. 10). При этом органы 13 аэродинамического управления (Фиг. 13) для реализации чисто самолетной схемы могут быть расположены непосредственно на удлиненном фюзеляже 1, например, с помощью дополнительной балки 14, закрепленной на его заднем торце.
На Фиг. 3, 4 представлен вариант компоновки аппарата с X- образным крылом, т.е. к четырем посадочным местам 7 подсоединены четыре сменных крыла 6, на концах которых расположены двигатели 9 с тяговыми пропеллерами. Х-образная схема определяется углом расположения консолей крыла 6 к плоскости полета под углом 45 градусов. Данный аппарат имеет возможность вертикального взлета- посадки и горизонтального полета.
На Фиг. 5-7 представлен вариант компоновки с кольцевым крылом, которое крепится к фюзеляжу 1 при помощи четырех вспомогательных промежуточных крыльев 6. Данная схема обеспечивает жесткость конструкции и равнозначность аэродинамических характеристик аппарата при любых углах полета.
На Фиг. 8, 9 представлен вариант компоновки аппарата вертикального взлета-посадки с крестообразным крылом. Данная крестообразная схема определяется наличием четырех сменных крыльев 6, два из которых расположены параллельно к плоскости полета. На концах консолей крыльев 6 расположены двигатели 9.
На Фиг. 10 представлен вариант компоновки аппарата вертикального взлета-посадки с крестообразным крылом. Данная крестообразная схема определяется наличием трех сменных крыльев 6, два из которых расположены параллельно к плоскости полета, а третье перпендикулярно. На концах консолей крыльев 6 расположены двигатели 9. При этом возможен вариант, когда двигатель 9 расположен только на крыле 6, расположенном перпендикулярно к плоскости полета.
На Фиг. 11 представлен вариант компоновки аппарата типа «летающее крыло» с двумя сменными крыльями 6, на концах которых расположены двигатели 9 с тянущими пропеллерами, уменьшающими вихревые потери крыла.
На Фиг. 12, 13 представлен вариант компоновки аппарата типа «летающее крыло» с двумя сменными крыльями 6. При этом на заднем торце фюзеляжа 1 расположен двигатель 9 с толкающим пропеллером.
На Фиг. 14, 15 представлен вариант компоновки аппарата, выполненного по схеме самолета «Утка» с двумя сменными крыльями 6, с двигателем 9 и толкающим пропеллером, расположенными на заднем торце фюзеляжа 1, крестообразными аэродинамическими органами 13 управления, расположенными с наружной стороны на корпусе удлиненного приборного отсека 2.
На Фиг. 16, 17 представлен вариант компоновки аппарата типа «мотопланер», построенного по классической самолетной схеме с V- образными аэродинамическими органами 13 управления, расположенными на удлиненном при помощи промежуточной балки 14 конце фюзеляжа 1, и двигателем 9 и толкающим пропеллером, расположенными на заднем торце фюзеляжа 1.
Заявленный летательный аппарат работает следующим образом.
Определяется аэродинамическая схема, которая наилучшим образом подходит для выполнения требуемого полетного задания. Происходит сборка аппарата. Аппарат приводится в рабочее состояние. В зависимости от выбранной аэродинамической схемы, аппарат взлетает, либо самостоятельно - вертикально, либо с помощью катапульты или с руки. Посадка аппарата также производится либо вертикально, либо при помощи парашюта.
Заявленный летательный аппарат может найти применение в качестве беспилотного летательного аппарата способного выполнять различного рода авиационные работы.
Например, для:
оказания авиационной поддержки при проведении горноспасательных работ на больших высотах (4500-10000 м) в сложных метеорологических условиях с сильными, порывистыми ветрами разной направленности;
- аэрологических исследований в тропосфере, для получения информации о вертикальном распределения температуры, давления и влажности на различных высотах;
- мониторинга земной поверхности;
- геофизических исследований, например, для оценки радиационной обстановки, на маршрутах большой протяженности;
- и т. д.
Заявленный летательный аппарат может быть выполнен с использованием известного оборудования и материалов, изготавливаемых как отечественной, так и зарубежной промышленностью.

Claims

Формула изобретения
1. Беспилотный летательный аппарат, включающий фюзеляж, снабженный приборным отсеком с постоянной полезной нагрузкой, антенным хозяйством и блоком питания, и соединенные с ним крылья, отличающийся тем, что крылья выполнены сменными, а в фюзеляже образованы по меньшей мере четыре посадочных места для установки и фиксации сменных крыльев, количество и расположение которых определяется в зависимости от выбранной аэродинамической схемы.
2. Беспилотный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что имеется по меньшей мере два сменных крыла.
3. Беспилотный летательный аппарат по п. 1, отличающийся тем, что имеется по меньшей мере один двигатель, установленный на сменном крыле или на фюзеляже.
4. Беспилотный летательный аппарат по п. 1 , отличающийся тем, что имеется по меньшей мере одна изменяемая полезная нагрузка.
5. Беспилотный летательный аппарат по п. 4, отличающийся тем, что изменяемая полезная нагрузка установлена в приборном отсеке фюзеляжа или на внешней подвеске.
6. Беспилотный летательный аппарат по п. 1 , отличающийся тем, что сменные крылья выполнены разной длины и/или формы.
PCT/RU2019/000414 2018-06-21 2019-06-11 Трансформируемый беспилотный летательный аппарат WO2019245407A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018122728 2018-06-21
RU2018122728A RU2688506C1 (ru) 2018-06-21 2018-06-21 Трансформируемый беспилотный летательный аппарат

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2019245407A1 true WO2019245407A1 (ru) 2019-12-26

Family

ID=66636787

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2019/000414 WO2019245407A1 (ru) 2018-06-21 2019-06-11 Трансформируемый беспилотный летательный аппарат

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2688506C1 (ru)
WO (1) WO2019245407A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022140362A1 (en) * 2020-12-21 2022-06-30 Texas Tech University System Reconfigurable unmanned vehicles

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2706765C1 (ru) * 2018-06-27 2019-11-20 Автономная некоммерческая организация высшего образования "Университет Иннополис" Модульный многовинтовой беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки и способ управления им
RU204990U1 (ru) * 2021-03-26 2021-06-22 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" Дрон-трансформер

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6056237A (en) * 1997-06-25 2000-05-02 Woodland; Richard L. K. Sonotube compatible unmanned aerial vehicle and system
RU2323850C2 (ru) * 2005-06-15 2008-05-10 ООО "Центральный научно-исследовательский институт авиационных ракетных комплексов и систем" Многовариантный беспилотный летательный аппарат
RU179060U1 (ru) * 2017-05-22 2018-04-25 Общество с ограниченной ответственностью "ТехноСтандарт" Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета-посадки
RU181389U1 (ru) * 2018-01-09 2018-07-11 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 с комбинированной силовой установкой

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6056237A (en) * 1997-06-25 2000-05-02 Woodland; Richard L. K. Sonotube compatible unmanned aerial vehicle and system
RU2323850C2 (ru) * 2005-06-15 2008-05-10 ООО "Центральный научно-исследовательский институт авиационных ракетных комплексов и систем" Многовариантный беспилотный летательный аппарат
RU179060U1 (ru) * 2017-05-22 2018-04-25 Общество с ограниченной ответственностью "ТехноСтандарт" Беспилотный летательный аппарат вертикального взлета-посадки
RU181389U1 (ru) * 2018-01-09 2018-07-11 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 с комбинированной силовой установкой

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022140362A1 (en) * 2020-12-21 2022-06-30 Texas Tech University System Reconfigurable unmanned vehicles

Also Published As

Publication number Publication date
RU2688506C1 (ru) 2019-05-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9145207B2 (en) Remotely controlled micro/nanoscale aerial vehicle comprising a system for traveling on the ground, vertical takeoff, and landing
US10005541B2 (en) Methods for providing a durable solar powered aircraft with a variable geometry wing
CN111498109B (zh) 垂直起降的飞行器
US8322650B2 (en) Aircraft
RU2548444C2 (ru) Летательный аппарат
EP3033272B1 (en) Convertiplane with new aerodynamic and technical solutions which make the aircraft safe and usable
US7665688B2 (en) Convertible aerial vehicle with contra-rotating wing/rotors and twin tilting wing and propeller units
AU673608B2 (en) Ancillary aerodynamic structures for an unmanned aerial vehicle having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US20190248480A1 (en) Modular unmanned aerial vehicle with adjustable center of gravity
US20120286102A1 (en) Remotely controlled vtol aircraft, control system for control of tailless aircraft, and system using same
US9604715B2 (en) Solar powered aircraft with a variable geometry wing and telecommunications networks utilizing such aircraft
EP3705401A1 (en) Assembly of three composite wings for aerial, water, land or space vehicles
WO2019245407A1 (ru) Трансформируемый беспилотный летательный аппарат
RU181389U1 (ru) Модульная конструкция беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки с комбинированной силовой установкой
CN103979104A (zh) 一种可变体x型机翼垂直起降微型飞行器
CN111479751B (zh) 具有可调翼的混合多旋翼无人航空器
RU2681423C1 (ru) Модульная конструкция беспилотного летательного аппарата вертикального взлета и посадки
RU179906U1 (ru) Модульный беспилотный летательный аппарат вертикального взлета и посадки
RU2748623C1 (ru) Малогабаритная беспилотная авиационная система
CA2998993A1 (en) Aircraft wing structure
US20210253239A1 (en) Tail sitter stop-fold aircraft
RU185205U1 (ru) Беспилотный летательный аппарат
RU2820276C1 (ru) Малоразмерный беспилотный вертолет без автомата перекоса
Shrestha et al. Autonomous hover capability of cycloidal-rotor micro air vehicle
RU2793711C1 (ru) Мобильная беспилотная система для воздушного наблюдения и разведки

Legal Events

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

Ref document number: 19823384

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: 19823384

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1