Результат интеллектуальной деятельности: Беспилотный самолёт

Изобретение относится к области самолетостроения, в частности, к разработке высотных беспилотных самолетов большой продолжительности полета, предназначенных для осуществления разведывательных операций, мониторинга обширных территорий в интересах МЧС, природоохраны, топливно-энергетического комплекса и т.п.

Известен высотный самолет М-55, разработанный ОКБ им. Мясищева (см. www.aviapages.ru/…/951745108.shtml). М-55 осуществляет полет на высоте до 22 км со скоростью более 700 км/час. Продолжительность полета самолета составляет около 4 час. Самолет выполнен по двухбалочной схеме и содержит фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, силовая установка с боковыми воздухозаборниками, горизонтальное и вертикальное оперение, размещенное на балках.

Недостатками указанного самолета являются малое полетное время и высокий уровень заметности для средств, препятствующих сбору информации.

Известен высотный самолет U-2, разработанный в США (см. ru.wikipedia.org/wiki/U2). U-2 осуществляет полет на высоте до 22 км со скоростью до 700 км/час. Продолжительность полета самолета составляет около 12 час. Самолет выполнен по классической схеме и содержит фюзеляж, в котором расположены кабина экипажа, оборудование, силовая установка с боковыми воздухозаборниками, горизонтальное и вертикальное оперение. Самолет имеет практически прямое крыло с удлинением λ≅10.

Недостатком указанного самолета являются небольшое полетное время (время барражирования в зоне на удалении 2000 км от точки старта составляет менее 6 час.) и высокий уровень заметности.

В результате, указанные недостатки не позволяют применять данные самолеты для постоянного мониторинга обширной территории с передачей достоверной информации в реальном масштабе времени.

Известен дозвуковой малозаметный самолет В-2, разработанный в США (см. ru.wikipedia.org/…/Northrop_B-2_Spirit). В-2 осуществляет полет на высоте до 14 км со скоростью до 900 км/час. Продолжительность полета самолета составляет около 12 час. Самолет выполнен по схеме «летающее крыло», в котором кабина экипажа, оборудование, силовая установка с надкрыльевыми воздухозаборниками расположены в центральной части крыла, горизонтальное и вертикальное оперение отсутствует.

Недостатком указанной схемы самолета являются небольшое полетное время (время барражирования в зоне на удалении 2000 км от точки старта составляет около 6 час.) и относительно небольшая высота полета (до 14000 м), что ограничивает зону обзора. Указанные недостатки не позволяют применять данный самолет для постоянного мониторинга обширной территории.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является высотный беспилотный самолет большой продолжительности полета «Глоубал Хоук», разработанный в США (см. ru.wikipedia.org/wiki/RQ-4_Global_Hawk - прототип). Самолет выполнен по классической схеме и содержит фюзеляж, в котором расположены оборудование, силовую установку с надфюзеляжным воздухозаборником, практически прямое крыло сверхбольшого удлинения λ≅25, шасси, V-образное оперение, аэродинамические органы управления, бортовую радиолокационную станцию (БРЛС). «Глоубал Хоук» осуществляет полет на высоте до 22 км со скоростью до 650 км/час. Продолжительность полета самолета составляет более 36 час. Однако, прототип имеет высокий уровень заметности, что существенно ограничивает районы его применения. Кроме того, компоновка «Глоубал Хоук» позволяет разместить только БРЛС бокового обзора, что ограничивает его возможности в качестве самолета радиолокационного дозора.

Задача и технический результат данного изобретения состоит в снижении заметности и обеспечении условий размещения БРЛС кругового обзора при сохранении высоких уровней аэродинамического совершенства и весовой отдачи.

Технический результат достигается тем, что беспилотный самолет, содержащий крыло, силовую установку, включающую двигатель, воздухозаборник и сопло, шасси, аэродинамические органы управления, бортовую радиолокационную станцию, содержит несущий корпус, выполненный в виде отсека крыла малого удлинения с углом стреловидности 50…75° по передней кромке, а задняя кромка выполнена с изломом, причем, ее часть с размахом, в 2…4 раза превышающем ширину расположенного по оси самолета сопла, имеет стреловидность 0…-15°, а внешняя часть стыкуется с задней кромкой консоли крыла и выполнена с углом стреловидности -65…-85°, боковые сечения сочленяются с консолями крыла, крыло выполнено с удлинением 15…25 и углом стреловидности 5…17° по передней кромке.

Технический результат достигается также тем, что воздухозаборник силовой установки расположен на верхней поверхности несущего корпуса на расстоянии 2…4 высоты воздухозаборника от его носка и частично утоплен в его толщину, а перед воздухозаборником на несущем корпусе выполнен лоток с углом наклона 7…15° по отношению к строительной горизонтали, причем в продольном направлении лоток выполнен с непрерывной кривизной, а в поперечном направлении плавно сопрягается с несущим корпусом.

Технический результат достигается также тем, что критическое сечение сопла силовой установки расположено на верхней поверхности несущего корпуса на расстоянии 1.5…3 его высоты сопла от его задней кромки, а его поперечное сечение выполнено в виде трапеции или шестиугольника с наклоном боковых стенок на 15…35° от вертикальной плоскости.

Технический результат достигается также тем, что рули высоты расположены на задней кромке несущего корпуса за срезом сопла.

Технический результат достигается также тем, что бортовая радиолокационная станция самолета имеет четыре антенны для обеспечения кругового обзора, при этом антенны расположены с углом наклона ±40…60° к продольной оси самолета и размещены в толщине несущего корпуса в окрестности его передних и задних кромок.

Технический результат достигается также тем, что силовая часть конструкции центроплана крыла расположена под каналом воздухозаборника силовой установки и выполнена U-образной формы в поперечном сечении с плавным переходом в силовую часть консоли крыла.

Изобретение иллюстрируется графическими материалами, где на фиг. 1 показана плановая проекция самолета, на фиг. 2 схематично показаны профили в корневом сечении и сечении 0.2…0.35 относительного размаха корпуса, на фиг. 3 изображена схема размещения антенн БРЛС, на фиг. 4 приведена компоновка передней части с воздухозаборником, на фиг. 5 - схематичное сечение по срезу сопла, на фиг. 6 - вид силовой части конструкции центроплана крыла в поперечном сечении.

Самолет выполнен по аэродинамической схеме "летающее крыло" с малой степенью продольной статической устойчивости (см. фиг. 1) и содержит несущий корпус 1, крыло большого удлинения 2 с органами управления, интегрированную с корпусом мотогондолу 3 с воздухозаборниками 4 и соплом 5, аэродинамические органы управления, шасси и систему управления (на фиг. 1 не показаны).

Несущий корпус 1 выполнен в виде отсека крыла малого удлинения и образован крыльевыми профилями с относительной толщиной 9…15%, причем корневой профиль 6 выполнен с острой передней кромкой, а профили 7, начиная с относительного размаха несущего корпуса 0.2…0.35, выполнены с классической для дозвуковых профилей закругленной передней кромкой с радиусом носка 0.2…1% (фиг. 2). Такое техническое решение обеспечивает достаточные объемы для размещения топлива, шасси и полезной нагрузки.

Передняя часть несущего корпуса 1 выполнена в виде треугольника на виде в плане с углом стреловидности 50…75° по передней кромке 8 (фиг. 1, 4). Начиная с относительного размаха корпуса 0.1…0.3, за передней кромкой размещены отсеки 9 антенн БРЛС 10 (фиг. 3). Такая форма передней части несущего корпуса обеспечивает плавное безотрывное обтекание до больших углов атаки (до 30…35°) и скольжения (до 15…20°), что необходимо для устойчивой работы воздухозаборника 4, и достаточные габариты отсеков 9 для размещения антенн БРЛС 10, которые расположены с углом наклона ±40…60° к продольной оси самолета и -5…-25° к вертикальной плоскости и размещены в толщине несущего корпуса.

На верхней поверхности передней части несущего корпуса расположен частично утопленный в его толщину воздухозаборник 4 (фиг. 1) на расстоянии 3…8 высоты воздухозаборника от носка корпуса, а перед воздухозаборником на несущем корпусе выполнен лоток 11 (фиг. 4) с углом наклона 7…15° по отношению к строительной горизонтали, причем в продольном направлении лоток выполнен с непрерывной кривизной, а в поперечном направлении плавно сопрягается с несущим корпусом 1. Разработанная форма и профилировка воздухозаборника и лотка обеспечивает безотрывное обтекание верхней поверхности корпуса и плавное течение воздуха на входе воздухозаборника. Распределение кривизны поверхности лотка 11 в продольном направлении минимизирует градиенты давления, а непрерывная кривизна поверхности лотка 11 в поперечном направлении обеспечивает безотрывное безвихревое течение в поперечном направлении, поскольку разрежение вдоль оси лотка приводит к появлению бокового перетекания воздуха, направленному к оси лотка. Работоспособность такого воздухозаборника подтверждается расчетными и экспериментальными исследованиями.

Задняя кромка 12, 13 несущего корпуса 1 выполнена с изломом, причем ее часть 12 с размахом, в 2…4 раза превышающем ширину расположенного по оси самолета сопла 5, имеет стреловидность 0…-15°, а внешняя часть 13 стыкуется с задней кромкой консоли крыла и выполнена с углом стреловидности -65…-85°. Такая форма хвостовой части позволяет разместить отсеки задних антенн БРЛС 14, не нарушая плавное обтекание и, соответственно, не приводит к потере аэродинамического совершенства. Руль высоты 15 расположен на задней кромке несущего корпуса за срезом сопла и частично обдувается струей двигателя, что существенно повышает его эффективность.

Критическое сечение сопла 5 расположено на верхней поверхности несущего корпуса 1 на расстоянии 1.5…3 высоты сопла от задней кромки 12, а его поперечное сечение 16 (фиг. 5) выполнено в виде трапеции или шестиугольника с наклоном боковых стенок на 15…35° от вертикальной плоскости. Такое техническое решение обеспечивает снижение ЭПР сбоку.

Боковые сечения корпуса 1 плавно сочленяются с консолями крыла 2, которое выполнено с удлинением 1.5…25 и углом стреловидности 5…17° по передней кромке. Такие значения угла стреловидности крыла, с одной стороны, позволяют реализовать естественное ламинарное обтекание значительной части консоли крыла, а, с другой стороны, обеспечивает устойчивость в путевом канале.

Силовая часть конструкции центроплана крыла 17 (фиг. 6) в поперечном сечении под каналом воздухозаборника 18 имеет вид буквы U с плавным переходом в силовую часть консоли крыла 2. Такое решение незначительно увеличивает вес центроплана крыла, но при этом позволяет (при модернизации) применять двигатели разной степени двухконтурности и, соответственно, диаметра входа, изменяя только внешнюю несиловую обводообразующую конструкцию 19.

Остальные элементы, узлы и системы выполнены на основе известных принципов и методов проектирования.

Таким образом, задача и технический результат изобретения достигаются за счет разных групп признаков: использования несущего корпуса, надфюзеляжного полуутопленного воздухозаборника, интеграции корпуса, сопла и антенн БРЛС с определенным соотношением параметров. Наибольший эффект будет достигнут при одновременном использовании указанных признаков и их рациональном взаимном расположении.

Расчетные и экспериментальные исследования показывают, что по сравнению с прототипом, самолет, выполненный в соответствии с предложенными техническими решениями, практически не теряет в аэродинамических и весовых характеристиках, однако обеспечивает существенное снижение заметности и позволяет разместить БРЛС кругового обзора.