Результат интеллектуальной деятельности: БЕСПИЛОТНЫЙ САМОЛЕТ (ВАРИАНТЫ)

Изобретение относится к области беспилотной авиации.

Известны самолеты, выполненные по схеме «летающее крыло», которые позволяют получить высокое аэродинамическое качество при большой пассажировместимости. По такой же схеме могут быть выполнены и транспортные самолеты. Однако схема «летающее крыло» характеризуется большими балансировочными потерями, в частности на этапе взлета и посадки, что значительно снижает ее аэродинамическое качество на этих режимах. Двигатели, размещенные в хвостовой части центроплана не обеспечивают существенный обдув поверхности крыла, что не позволяет в полной мере обеспечить увеличение его несущих свойств.

Известен самолет большой грузоподъемности по патенту РФ на полезную модель №64176, включающий крыло, выполненное по схеме «летающего крыла», т.е. крыла, совмещенного с фюзеляжем, состоящее из центроплана с увеличенной толщиной, снабженного помещениями для размещения пассажиров или груза, передние кромки которого имеют большую прямую стреловидность, стреловидных консолей крыла, установленных на переходных отсеках, примыкающих к центроплану, вертикальное оперение, шасси и силовую установку, при этом он снабжен герметичным фюзеляжем с пассажирским салоном, установленным в передней части центроплана крыла по его оси и несущим переднее горизонтальное оперение, а центроплан снабжен грузовым отсеком для размещения перевозимых грузов и техники, который характеризуется тем, что силовая установка выполнена в виде турбореактивных двигателей, установленных на пилонах на верхней поверхности центроплана в районе его передних кромок, а турбореактивные двигатели снабжены реактивными соплами с поворотными устройствами вектора тяги козырькового типа, позволяющими поворачивать выхлопные газовые струи на угол до 25-30° в вертикальной плоскости.

К недостаткам данного технического решения следует отнести потребность в теплозащите центроплана от раскаленных реактивных струй и малая эффективность переднего горизонтального оперения типа «Утка» - на малых скоростях полета (взлет, посадка).

Известен беспилотный летательный аппарат по патенту на полезную модель №107126, включающий фюзеляж, крыло с органами управления, двигатель и винт, в котором крыло выполнено из условия использования аэродинамической схемы «летающее крыло», при этом фюзеляж расположен в носовой части летательного аппарата в контакте с передней кромкой крыла, а двигатель - в хвостовой части летательного аппарата в контакте с задней кромкой крыла.

К недостаткам этого аппарата следует отнести наличие фюзеляжа, который не создает подъемной силы, а также использование толкающего винта, что требует искусной балансировки аппарата, особенно при сбросе целевой нагрузки.

В качестве технического решения, наиболее близкого к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков, выбран самолет короткого взлета и посадки по патенту РФ на изобретение №2165867, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку и органы управления, в котором двигатели размещены в передней части самолета так, что ось исходящих газов и эжектируемого при этом воздуха расположена по касательной к верхней поверхности крыла, выполненного М-образным и прикрепленного к фюзеляжу в нижней его задней части.

Прототип характеризуется повышенной подъемной силой, однако в нем не в полной мере используются потенциальные возможности конструкции, ввиду больших потерь на трение от фюзеляжа и на необдуваемой части крыла, а также малой эффективности органов управления при маневрировании на малых скоростях.

Задачей настоящего изобретения является создание конструкции беспилотного самолета с вертикальным или коротким взлетом и посадкой, обладающего более высокой маневренностью и более высокими летными характеристиками.

Сущность первого независимого варианта заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков.

Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризующийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор.

Кроме того, первый независимый вариант заявленного технического решения характеризуется рядом дополнительных факультативных признаков:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором.

- силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Сущность второго независимого варианта заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков.

Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризующийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде трехопорного колесного шасси.

Кроме того, второй независимый вариант заявленного технического решения характеризуется рядом дополнительных факультативных признаков:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Сущность третьего независимого варианта заявленного технического решения заключается в следующей совокупности существенных признаков.

Беспилотный самолет, включающий фюзеляж, крыло, силовую установку с воздушным винтом, органы управления и взлетно-посадочные опоры, характеризующийся тем, что фюзеляж и крыло выполнены по аэродинамической схеме «летающего крыла», силовая установка и органы управления установлены в носовой части самолета над верхней поверхностью крыла на опоре, при этом органы управления выполнены в виде переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и установлены с возможностью обдува воздушным винтом переднего горизонтального оперения и переднего вертикального оперения и верхней поверхности крыла, а взлетно-посадочные опоры выполнены в виде поворотных управляемых подводных крыльев, установленных на обтекателях на нижней поверхности крыла.

Кроме того, третий независимый вариант заявленного технического решения характеризуется рядом дополнительных факультативных признаков:

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным винтовентилятором;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями;

- силовая установка выполнена в виде двигателя с соосным пропеллером.

Совокупность существенных признаков трех независимых вариантов заявленного технического решения, объединенных единым изобретательским замыслом, обеспечивает достижение технического результата, заключающегося в том, что обдув силовой установкой верхней поверхности крыла и органов управления, выполненных в виде переднего горизонтального и переднего вертикального оперения, укрепленных на опоре силовой установки над верхней поверхностью крыла, создает дополнительную подъемную силу. Кроме того, обдув верхней поверхности крыла и органов управления позволяет существенно улучшить маневренность самолета за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Сущность изобретения поясняется чертежами, где на фиг. 1 представлен общий вид заявленного самолета, на фиг. 2 - общий вид заявленного самолета, взлетно-посадочные опоры которого выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор, на фиг. 3 - общий вид заявленного самолета, взлетно-посадочные опоры которого выполнены в виде трехопорного колесного шасси, на фиг. 4 - общий вид заявленного самолета, взлетно-посадочные опоры которого выполнены в виде поворотных управляемых подводных крыльев, установленных на обтекателях на нижней поверхности крыла, на фиг. 5 - вид снизу на обтекатель, снабженный поворотными управляемыми подводными крыльями.

Самолет содержит фюзеляж и крыло 1, выполненные по аэродинамической схеме «летающего крыла», и силовую установку, которая размещена на опоре 2 над верхней поверхностью крыла 1 в носовой его части, и может быть выполнена в виде двигателя 3 с соосным винтовентилятором 4, либо в виде двигателя с биротативным винтовентилятором с малошумными лопастями, либо в виде двигателя с соосным пропеллером. На опоре 2 силовой установки размещены органы управления в виде переднего горизонтального 5 и переднего вертикального оперения 6. Взлетно-посадочные опоры могут быть выполнены в виде по меньшей мере трех телескопических пневматических опор 7, либо выполнены в виде трехопорного колесного шасси 8, либо в виде поворотных управляемых подводных крыльев 9, установленных на обтекателях 10 на нижней поверхности крыла 1.

Взлет заявленного самолета может быть осуществлен из вертикального начального положения, когда самолет установлен вертикально на трех телескопических опорах 7 на взлетном режиме силовой установки 2 с использованием переднего горизонтального оперения 5 и переднего вертикального оперения 6. Вертикальную посадку осуществляют на телескопические опоры 7, выполненные, например, с использованием пневматики.

Короткий взлет самолета осуществляют путем его короткого разбега, на взлетном режиме двигателя, за счет создания дополнительной подъемной силы от обдува воздушным винтом 4 верхней поверхности крыла 1 и органов управления 5 и 6. При взлете, передним горизонтальным оперением 5 отклоняют вниз поток воздуха от воздушного винта на верхнюю поверхность крыла 1, что создает дополнительную подъемную силу от перепада давлений на верхней и нижней поверхности крыла и от подпора воздуха на нижнюю поверхность крыла 1 при взлете на высоких углах атаки, а также дополнительную подъемную силу от переднего горизонтального оперения. Такая компоновка позволяет оттянуть срыв потока с крыла 1 на взлетных и посадочных углах атаки. В этом случае большая часть крыла 1 обтекается ламинарным потоком.

Крейсерский полет осуществляется по самолетному типу, но обдув верхней поверхности крыла 1 и дополнительных органов управления 5 и 6 позволяет существенно улучшить маневренность самолета за счет повышения эффективности органов управления по тангажу, крену и рысканью в широком диапазоне углов атаки.

Посадку с коротким пробегом, на высоких углах атаки, осуществляют также путем отклонения переднего горизонтального оперения 5 вниз, но на малых оборотах двигателя. При касании полотна аэродрома переднее горизонтальное оперение 5 поднимают вверх, при этом происходит торможение.

Короткий взлет по самолетному типу с воды осуществляют с помощью поворотных управляемых подводных крыльев 9, которые поворачивают на требуемый угол атаки, создавая подъемную силу при их движении в воде. После отрыва от воды движение самолета осуществляется аналогично вышеуказанному. При посадке на воду поворотные управляемые подводные крылья 9 поворачивают на требуемый угол, обеспечивающий их плавное погружение в воду.

В заявленной компоновке самолета шум от вентиляторов силовой установки, являющихся главным источником звука, отражается крылом вверх, не доходя до земли. Перенос силовой установки на верхнюю поверхность крыла снижает вероятность попадания посторонних предметов с взлетно-посадочной полосы в воздухозаборники, что повышает безопасность полетов. Верхнее расположение силовой установки дает возможность уменьшить длину стоек шасси и тем самым облегчить конструкцию самолета.