Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит фюзеляж (1) с хвостовым оперением, основное крыло (2), которое выполнено со средствами механизации, и дополнительное сбрасываемое крыло (3) с топливным баком, которое закреплено на фюзеляже сверху через многофункциональный узел. Дополнительное сбрасываемое крыло снабжено двумя хвостовыми балками (4), на концах которых установлены два киля (6) и стабилизатор (5) с рулем высоты. Изобретение направлено на расширение диапазона аэродинамической балансировки летательного аппарата. 4 ил.

 

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.

Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом, содержащий 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, отличающийся тем, что дополнительное сбрасываемое крыло снабжено двумя хвостовыми балками, на концах которых установлены два киля и стабилизатор с рулем высоты.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит фюзеляж, хвостовое оперение, двигатель, основное крыло и дополнительное сбрасываемое крыло с топливным баком.
Изобретение относится к подвесным бакам. Подвесной бак содержит емкость и узел ее крепления к самолету.
Изобретение относится к подвесным бакам. Подвесной бак содержит емкость и узел ее крепления к самолету, а также снабжен постоянным или сбрасываемым двигателем внутреннего сгорания с пропеллером.
Изобретение относится к авиационной технике. Самолет содержит основные топливные баки в крыле, а также баки резервного запаса топлива с возможностью их использования при посадке в нештатной ситуации.

Изобретение относится к соединениям внешнего бака с воздушным судном. Клапан (100) для присоединения внешнего бака к воздушному судну содержит корпус клапана (112) и уплотнительный узел, выполненный с возможностью упругого зацепления при использовании с герметизируемой поверхностью воздушного судна.

Изобретение относится к космической технике и может быть использовано в одноступенчатых ракетах-носителях. Одноступенчатая ракета-носитель тяжелого класса содержит двигательную установку с одним или несколькими кислородно-водородными ЖРД, топливный бак (ТБ), один или два отделяемых дополнительных топливных бака (ДТБ), установленных по тандемной схеме, одну или несколько пар диаметрально противоположных отделяемых навесных топливных баков (НТБ), проставку, трубопроводы, соединяющие ТБ с ДТБ и НТБ.

Изобретение относится к ракетной технике, а именно к одноступенчатым ракетам-носителям. Одноступенчатая ракета-носитель содержит один или несколько жидкостных ракетных двигателей, топливный бак с баками горючего и окислителя, одну или несколько пар навесных топливных баков горючего и окислителя, соединенных соответственно с баками горючего и окислителя топливного бака.

Изобретение относится к устройствам, связанным с подачей топлива к силовой установке летательного аппарата. .

Изобретение относится к авиационной технике. Многоцелевая сверхтяжелая транспортная технологическая авиационная платформа укороченного взлета и посадки выполнена по аэродинамической схеме «интегральный продольный триплан» представляет свободнонесущий моноплан и содержит фюзеляж, базовое крыло переменной стреловидности, трапециевидные консоли, стреловидное переднее горизонтальное оперение, переднее вертикальное оперение трапециевидной формы в плане, силовую установку с двигателями, размещенными в задней части фюзеляжа, колесное трехопорное шасси.

Группа изобретений относится к самолетам, выполненным по аэродинамическим схемам «утка» или «тандем». Самолет содержит связанные между собой переднюю и заднюю несущие поверхности, снабженные средствами регулирования подъемной силы, функционально зависящими от изменения угла атаки самолета.

Изобретение относится к области авиации. Способ осуществления короткого либо вертикального взлета, короткой либо вертикальной посадки самолета включает фюзеляж сигарообразной формы, четыре либо более винтомоторных (ВМД), либо турбовинтовентиляторных (ТВВД), либо турбовинтовых (ТВД), либо турбореактивных со степенью контурности более 2 (ТРДД) подъемно-маршевых двигателя, располагаемых на горизонтальных несущих консолях фюзеляжа, один либо более ВМД, либо ТВВД, либо ТВД, либо ТРДД маршевый двигатель, интегрированную систему управления, две пары несущих консолей крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части фюзеляжа.

Группа изобретений относится к летательным аппаратам, предназначенным для доставки ракетного вооружения. Пилотируемый либо беспилотный крылатый ракетоносец-доставщик (РНД) в первом варианте включает центральный модуль фюзеляжа, силовую установку из реактивных маршевых двигателей и взлетно-разгонно-посадочных двигателей, интегрированную систему управления, две пары крыльев с элементами механизации, располагаемых в разных уровнях в носовой и в хвостовой части центрального модуля фюзеляжа, состоящих из основного профиля крыла и дополнительных выдвигаемых профильных элементов крыла.

Беспилотный летательный аппарат для тушения лесных пожаров включает верхнее и нижнее крыло. К нижнему крылу прикреплены основные стойки неубирающегося шасси с носовым колесом, которое закреплено снизу винтомоторного отсека.

Группа изобретений относится к способу и системе управления продольным движением при разбеге по взлетно-посадочной полосе и наборе высоты беспилотного летательного аппарата (БПЛА) с сочлененными на киле передними и задними крыльями.

Изобретение относится к авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит фюзеляж, хвостовое оперение, двигатель, основное крыло и дополнительное сбрасываемое крыло с топливным баком.

Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкциям винтокрылых летательных аппаратов. Скоростной гибридный винтокрыл (СГВК) имеет на концах консолей крыла несущие винты с редукторами, двигатели силовой установки (СУ), связанные соединительными валами, которые приводят во вращение пропеллеры и несущие винты, фюзеляж и хвостовое оперение.

Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке и касается экранопланов. Экраноплан содержит фюзеляж, шасси, вертикальное оперение, крылья, двигатели.

Изобретение относится к летательным аппаратам вертикального взлета и посадки. Летательный аппарат содержит фюзеляж, подвешенный с помощью нескольких стальных тросов к гирлянде, состоящей из множества аэродинамических крыльев, равномерно разнесенных по вертикали, и приводимый в поступательное движение конвертопланом, присоединенным к верхнему крылу гирлянды.

Изобретение относится к области авиации. Летательный аппарат с дополнительным сбрасываемым крылом содержит 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. Изобретение направлено на расширение диапазона аэродинамической балансировки летательного аппарата. 4 ил.

Наверх