Результат интеллектуальной деятельности: Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом

Изобретение относится к области авиации и служит для оснащения беспилотных летательных аппаратов, взлетающих с катапульты или ограниченной площадки.

Известен самолет-биплан-моноплан, содержащий фюзеляж, опору, двигатель, верхнее крыло, нижнее крыло, которое включает в себя консольные и центральные части крыла с корпусом, U-образную съемную тележку, выполненную из металлической полосы, заднюю опору ходовой части. Горизонтальная часть упомянутой U-образной ходовой части пружины проходит к опоре хвоста. Нижнее крыло жестко соединено с горизонтальной частью U-образной пружинной ходовой части и выполнено в виде узла, отделяемого вместе с ним от летательного аппарата (патент № UA71998, МПК B64C3/38, опубл.10.08. 2012 г.).

Известна модификация Hurricane нормальной аэродинамической схемы, снабженного поршневым двигателем, воздушным винтом и установленным на четырех узлах крепления, дополнительным крылом, играющим роль дополнительного топливного бака для дальних перелетов. Дополнительное крыло без механизации закреплено на основном крыле на отстреливаемых раскоса («HawkerHurricane Часть 1», Иванов С.В., 2001 г.).

Наиболее близкой по совокупности существенных признаков является конструкция летательного аппарата с дополнительным сбрасываемым крылом, содержащий фюзеляж, хвостовое оперение, двигатель, основное крыло, дополнительное сбрасываемое крыло с топливным баком, при этом дополнительное сбрасываемое крыло крепится к фюзеляжу сверху через силовой стержень с топливопроводом и удерживающий его замок с приводом, дополнительное сбрасываемое крыло снабжено средствами механизации и имеет площадь несущей поверхности больше площади основного крыла (патент № RU 2682157, МПК B64C 39/08, опубл. 14.03. 2019 г.).

Аэродинамическая балансировка во время взлета достигается отклонением рулей высоты на предельные углы и отклонением флапперонов на дополнительном крыле, что создает пикирующий момент, частично компенсирующий момент кабрирования от тяги двигателя. Вертикальное оперение, установленное на беспилотный летательный аппарат, по площади необходимое для стартовой конфигурации, является избыточным для полетной конфигурации со сброшенным крылом.

Недостатком указанных конструкций является узкий диапазон балансировки летательного аппарата в стартовой конфигурации.

Задачей заявленного изобретения является расширение диапазона аэродинамической балансировки летательного аппарата.

Технический результатом совпадает с поставленной задачей и достигается за счет того, что в летательном аппарате с дополнительным сбрасываемым крылом, содержащем фюзеляж с хвостовым оперением, основное крыло, которое выполнено со средствами механизации, и дополнительное сбрасываемое крыло с топливным баком, которое закреплено на фюзеляже сверху через многофункциональный узел, дополнительное сбрасываемое крыло снабжено двумя хвостовыми балками, на концах которых установлены два киля и стабилизатор с рулем высоты..

Новыми признаками заявляемого технического решения является снабжение дополнительного сбрасываемого крыла двумя хвостовыми балками, на концах которых установлены два киля и стабилизатор с рулем высоты.

Такое выполнение летательного аппарата позволяет уменьшить потребную площадь хвостового оперения беспилотного летательного аппарата в полетной конфигурации за счет оперения, установленного на дополнительном крыле, что уменьшает воздушное сопротивление и, как следствие, увеличивает максимальную скорость, кроме того стабилизатор, установленный на двух хвостовых балках дополнительного крыла увеличивает статическую устойчивость при аэродинамической балансировке всего летательного аппарата во взлетной конфигурации. Таким образом, технический результат достигнут.

Анализ известных технических решений в данной области техники показал, что заявляемое техническое решение имеет признаки, которые отсутствуют в аналогах, а их использование в заявляемой совокупности существенных признаков позволяет получить новый технический результат, следовательно, заявляемое техническое решение соответствует условиям патентоспособности изобретения «новизна» и «изобретательский уровень».

Техническое решение поясняется чертежами:

Фиг. 1 – летательный аппарат, вид сбоку.

Фиг. 2 – летательный аппарат, вид сверху.

Фиг. 3 – летательный аппарат, вид спереди.

Фиг. 4 – схема аэродинамической балансировки летательного аппарата.

Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крыломсодержит центральный отсек фюзеляжа 1 с хвостовой балкой, основное крыло 2, многофункциональный узел крепления дополнительного сбрасываемого крыла 3 и комплекс хвостового оперения, включающий в себя две хвостовых балки 4, закрепленные на дополнительном крыле 3, а также горизонтальное оперение в виде стабилизатора 5, с рулем высоты, закрепленное на концах двух хвостовых балок 4, и дополнительные кили 6, установленные также на концах хвостовых балок 4.

Дополнительноекрыло3закреплено на фюзеляже 1 сверху через многофункциональный узел и снабжено средствами механизации в виде флапперонов на правой и левой консолях. В полости дополнительного крыла 3 расположен топливный бак.

Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом используется следующим образом.

Летательный аппарат устанавливается в каретку катапульты. Дополнительное сбрасываемое крыло 3 присоединяется через единый многофункциональный узел к фюзеляжу 1.Аппарат набирает высоту, вырабатывая авиационное топливо из бака дополнительного крыла 3, и на заданной высоте сбрасывает дополнительное крыло 3

В полете аэродинамическая конфигурация летательного аппарата меняется из бипланной в монопланную с достижением высоких скоростей и экономии авиационного топлива. После сброса крыла 3 летательный аппарат имитирует ракету мишень, набирает заданную скорость и в дальнейшем использует авиационное топливо из двух основных топливных баков, выполняя маневрирование рулями высоты. Посадка происходит по команде оператора.

Во время старта и набора высоты момент от тяги двигателя и силы сопротивления компенсирует не пикирующий момент от отклоненных флапперонов, а стабилизатор с отклоненным рулем высоты (фиг. 4). В зависимости от отклонения руля высоты, момент от их подъемной силы (Yг.о.2), может меняться по знаку (+ или –), и по величине, превышающей пикирующий момент от отклоненных флапперонов прототипа в несколько раз. Таким образом, достигается увеличение диапазона аэродинамической балансировки всего летательного аппарата во взлетной конфигурации.

Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом может быть изготовлен на современном оборудовании с использованием современных материалов и технологий.