БЕСПИЛОТНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА) с возможностью вертикального взлета и посадки и может быть использовано, в частности, при разработке беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), например, разведывательного, транспортного и ударного типов.

Наиболее близким по технической сущности заявляемого изобретения является летательный аппарат дискообразной формы Джона Фроста VZ-9 Avrocar [Ружицкий Е.И. Европейские самолеты вертикального взлета: Издательство Астрель, 2000. С. 29-30], который состоит из несущего фюзеляжа, силовой установки, в составе трех газотурбинных двигателей, вентилятора и выходного устройства в виде кольцеобразного сопла, расположенного по периферии корпуса, взлетно-посадочных устройств, систем, обеспечивающих управление, стабилизацию и выполняющих другие вспомогательные функции

Недостатком такого летательного аппарата является узкий диапазон высот и скоростей полета, обусловленный большими потерями в выходном устройстве и промежуточных газовых каналах.

Техническим результатом изобретения является расширение диапазона высот и скоростей за счет управления течением воздуха по всей поверхности летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается тем, что в известном беспилотном летательном аппарате, содержащем фюзеляж, выполненный в виде диска, состоящего из нижнего и верхнего корпусов, а также силовую установку, согласно изобретению, верхний корпус разрезан в горизонтальной плоскости на две части, которые установлены на заданном расстоянии друг от друга, силовая установка выполнена в виде последовательно установленных воздухозаборника, установленного перпендикулярно строительной оси летательного аппарата, нагнетателя воздуха и направляющего аппарата, состоящего из платформы, радиус которой равен корпуса, и лопаточных завихрителей, установленных на платформу, высота которых равна высоте щели между срезанными частями верхнего корпуса, по периферии фюзеляжа в его передней, задней и боковых участках установлены элементы управления течением воздуха, форма поверхности которых соответствует форме поверхности кромки фюзеляжа, при этом элементы управления установлены с возможностью перемещения в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Сущность изобретения заключается в том, что верхний корпус разрезан в горизонтальной плоскости на две части, которые установлены на заданном расстоянии друг от друга, силовая установка выполнена в виде последовательно установленных воздухозаборника, установленного перпендикулярно строительной оси летательного аппарата, нагнетателя воздуха и направляющего аппарата, состоящего из платформы, радиус которой равен радиусу среза верхнего корпуса, и лопаточных завихрителей, установленных на платформу, высота которых равна высоте щели между срезанными частями верхнего корпуса, по периферии фюзеляжа в его передней, задней и боковых участках установлены элементы управления течением воздуха, форма поверхности которых соответствует форме поверхности кромки фюзеляжа, при этом элементы управления установлены с возможностью перемещения в горизонтальной и вертикальной плоскостях.

Выполнение верхнего корпуса из двух частей, установленных на заданном расстоянии друг от друга, обеспечивает уменьшение потерь на трение в выходном устройстве за счет уменьшения длины воздушного канала, а следовательно и пути, который необходимо преодолеть воздуху до его выхода в атмосферу [Мукольянц А.А. Гидравлика. Учебник. - Т.: «fan va texnologiya», 2016. С. 219]. Силовая установка выполнена в виде последовательно установленных воздухозаборника, обеспечивающего всережимность работы силовой установки по условию газодинамической устойчивости нагнетателя, выбранного из рекомендуемых для воздушных судов данного типа [Хафер. К, Закс. К. Техника вертикального взлета и посадки: Пер. с нем. - М.: Мир, 1985. С. 251-256], установленного перпендикулярно строительной оси летательного аппарата, нагнетателя воздуха и направляющего аппарата, обеспечивающего компенсацию реактивного момента и реализацию управления путем перенаправления воздушного потока в сторону, противоположную реактивному моменту, установленного на платформу, радиус которой равен радиусу среза верхнего корпуса, с высотой от платформы до срезанной части верхнего корпуса, по периферии фюзеляжа в его передней, задней и боковых участках установлены элементы управления течением воздуха, форма поверхности которых соответствует форме поверхности кромки фюзеляжа, при этом элементы управления установлены с возможностью перемещения в горизонтальной и вертикальной плоскостях, аналогично выдвижным предкрылкам [Колесников Г.А. Марков В.К. Аэродинамика летательных аппаратов. Под редакцией Колесникова. - М.: Машиностроение, 1993. С. 294-306], реализуя управление в каналах тангажа и крена. Этим достигается указанный в изобретении технический результат.

Сущность изобретения поясняется на фиг. 1-4. На фиг. 1 представлен общий вид летательного аппарата. На фиг. 2 представлен вид в плане на беспилотный летательный аппарат с условными линиями разделения на секторы. На фиг. 1-4 обозначены: 1 - секция с элементом управления, 2 - профилированная щель с заданным расходом воздуха и оптимальным углом выдува потока, 3 - нагнетатель воздуха, 4 - поверхность корпуса, 5 - элементы управления. Фиг. 3 поясняет принцип компенсации и управления балансом моментов. Индексами отмечены: 1 - нагнетатель воздуха, 2 - подшипник скольжения для крепления профилей направляющего аппарата, 3 - лопаточный завихритель, 4 - плоское кольцеобразное сопло в виде щели, образованное разрезом. Внутренне устройство и компоновка беспилотного летательного аппарата сформированы на Фиг. 4. Составные элементы включают: 1 - нагнетатель, 2 - входное устройство, 3 - втулка лопаточного завихрителя, 4 - поверхность фюзеляжа, 5 - направляющая для элемента управления, 7 - тяга элемента управления, 8 - нижняя часть корпуса с элементами силового набора, 9 - рулевая машинка элемента управления, 10 - рулевая машинка лопаточного завихрителя, 11 - тяга управления углом установки лопаточного завихрителя, 12 - опора электромотора, 13 - электромотор. Далее на Фиг 4а, 4б показано возможное перемещение элементов управления и направляющих аппаратов. При этом все элементы управления, установленные на летательном аппарате, для изменения высоты полета находятся в одинаковом положении с равными значениями приращения подъемной силы.

Устройство работает следующим образом: воздух поступает через воздухозаборник 2. Вертикальное расположение воздухозаборника обеспечивает дополнительное разрежение на верхней поверхности летательного аппарата и устойчивую подачу воздуха в нагнетатель 1. Далее воздух сжимается под действием нагнетателя и сужающегося выходного устройства 2. После нагнетателя воздух проходит через лопаточные завихрители, 3, обеспечивающие балансировку моментов во время полета. Пройдя через данную систему воздух выдувается через выходное устройство по касательной к корпусу летательного аппарата. Возникает разрежение на всей верхней поверхности, создается подъемная сила и летательный аппарат поднимается. Управление летательным аппаратом обеспечивается элементами 5, имеющими возможность перемещения с целью изменения величины разрежения, а как следствие и создания управляющих моментов. При этом функционирование системы управления основано на изменении аэродинамической конфигурации всего летательного аппарата за счет изменения положения направляющих аппаратов, элементов управления и частоты вращения двигателя