Багатоцільовий безпілотний літальний апарат “літаюче крило”

1. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило», який містить корпус, що утворений з центроплана, кореневої частини крила і консолей крила, силову установку, розміщену усередині центроплана, повітрозабірник, виконаний в центроплані по поздовжній осі зазначеного центроплана і, відповідно, літака, канал для підведення повітря до силової установки, канал для відведення повітря напірного потоку від зазначеної силової установки, відсік для апаратури, виконаний в передній частині центроплана, паливні баки, встановлені усередині корпуса, шасі з носовою стійкою та рульові поверхні, при цьому передня кромка центроплана переходить в передню кромку кореневої частини крила і далі в передню кромку консолі крила, задня кромка центроплана переходить в задню кромку кореневої частини крила і далі в задню кромку консолі крила, панелі центроплана, кореневої частини крила і консолей крила плавно переходять одні у другі, рульові поверхні, що встановлені на задній кромці кореневої частини крила, виконано у вигляді елеронів, який відрізняється тим, що він додатково містить двокільове вертикальне оперення, оснащене рулем напрямку, руль висоти, розміщений у задній частині центроплана, кінцеві аеродинамічні поверхні, встановлені на закінцівках консолей крила, силова установка виконана у вигляді двигуна з вихідним валом та із закріпленими на вихідному валу лопатями гвинта, що закриті циліндричною оболонкою, захисний кожух, встановлений зовні вихідного вала двигуна, при цьому додаткове двокільове вертикальне оперення встановлено у задній частині центроплана, додаткове двокільове вертикальне оперення виконане з розвалом у бік консолей крила, основа кілів розташована паралельно поздовжній осі літака, носова частина центроплана виконана овальної форми із загином у бік кореневої частини крила, передня кромка кореневої частини крила увігнута у бік центроплана і плавно сполучена з передньою кромкою центроплана, передня 2 (19) 1 3 13409 4 лу для підведення повітря до силової установки, від силової установки виконано або загостреним вихід з каналу для відведення повітря від силової на клин, або з утворенням аеродинамічного проустановки виконано з плавним стикуванням пласфілю, симетричного чи несиметричного. ких панелей з поверхнею центроплана, бічні стінки 2. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» за п. 1, який відрізняється тим, каналу для відведення повітря від силової установки виконано пласкими і встановлено паралельно що кут розвала кілів знаходиться в діапазоні від 0 одна до другої в площині вертикальної осі літака до 90° відносно вертикальної осі літака. уздовж поздовжньої осі літака зі стикуванням в 3. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» п. 1, який відрізняється тим, що одній площині з пласкими бічними панелями каналу для підведення повітря до силової установки, кут нахилу передньої кромки кіля виконано в діавістря клина, що створений пласкими панелями пазоні від 0 до 90° відносно вертикальної осі літаканалу для підведення повітря до силової устанока. вки розташоване на відстані від вістря клина, що 4. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» п. 1, який відрізняється тим, що створений пласкими панелями каналу для відведення повітря від силової установки, циліндрична кут нахилу задньої кромки кіля виконано в діапаоболонка, що закриває лопаті гвинта, встановлена зоні від 0 до 90° відносно вертикальної осі літака. в каналі, що виконаний в центроплані для проходу 5. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» п. 1, який відрізняється тим, що напірного потоку, в зазорі між вістрями вищезазначених клинів, вал двигуна силової установки верхня частина кіля розміщена або паралельно виходить з вістря клина, що створений пласкими поздовжньої осі літака, або під кутом до неї. панелями каналу для підведення повітря до сило6. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» п. 1, який відрізняється тим, що вої установки, і входить у вістря клина, що створений пласкими панелями каналу для відведення довжина руля висоти по його передній кромці виповітря від силової установки, вільний кінець вала, конана не менше, ніж у три рази більшою, чим на якому закріплені лопаті гвинта, спирається на його торцеві частини. опору, що розташована усередині клина, який 7. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» п. 1, який відрізняється тим, що створено пласкими панелями каналу для відведення повітря від силової установки, на закінцівці відстань між вістрями клинів, що створені, відповіруля напряму розміщений протифлатерний вандно, панелями каналу для підведення повітря до таж, причому елерони виконано трапецеподібної силової установки та панелями каналу для відвеформи в плані із сходженням передньої торцевої дення повітря від силової установки, виконана або частини та задньої кромки у бік закінцівки крила, рівною ширині циліндричної оболонки, що закриторцеві нервюри елерона розташовані паралельно ває лопаті гвинта, або більшою за неї. поздовжній осі літака, діаметр циліндричної обо8. Багатоцільовий безпілотний літальний апарат «літаюче крило» п. 1, який відрізняється тим, що лонки, що закриває лопаті гвинта, виконано або рівним міделю центроплана, або більшим за ньовідсік для апаратури і паливні баки розміщено в го, або меншим, а місце сходження між собою передній частині центроплана по поздовжній осі пласких панелей каналу для відведення повітря літака. Корисна модель відноситься до галузі авіації, зокрема, до авіаційної техніки, а саме, до легких багатоцільових безпілотних літальних апаратів, що виконані за схемою «літаюче крило». Літак, побудований за аеродинамічною схемою «літаюче крило» має великі переваги в порівнянні із традиційними схемами. Ці переваги обумовлені значним зниженням маси конструкції, аеродинамічного опору та вартості завдяки відсутності фюзеляжу і аеродинамічних поверхонь оперення. Крім того, внаслідок меншої інерційності підвищується поздовжня і шляхова маневреність літального апарата. У літаку, побудованого за схемою «літаюче крило», силова установка, паливні баки і устаткування (корисне навантаження) розміщаються або в центроплані, або в крилі, консолі якого приєднані до центроплана. Об'єднання функцій крила і фюзеляжу в єдиному корпусі в літаку, побудованому за схемою «літаюче крило», дозволяє реалізувати наступне: одержати більш високі, ніж у літаків традиційних схем аеродинамічні характеристики крейсерського польоту за рахунок зниження лобового опору; зменшити вагу конструкції літального апарата за рахунок відсутності фюзеляжу і горизонтального оперення; забезпечити рівномірність аеродинамічного навантаження по всій площі літального апарата і уникнути додаткових напруг, які властиві традиційній схемі «крило-фюзеляж» (що веде до зниженню частки маси планера в злітній масі всього літального апарата); розподілити все навантаження по значній площі і максимально використати ефект аеродинамічного розвантаження, що також веде до зниження частки ваги планера в злітній масі літального апарата; забезпечити значно меншу ефективну площу розсіювання, ніж у літальних апаратів традиційної схеми за рахунок відсутності фюзеляжу і горизонтального оперення (що дозволяє більш повно використати технологію малої помітності у військовій авіації) [1]. Відомий легкий безпілотний літальний апарат, що виконаний за схемою «літаюче крило», який містить корпус, що створений з центроплана і приєднаних до нього консолей крила, які виконано стріловидної схеми великого подовження, двигун, розташований в центроплані, гвинт, що штовхає, 5 13409 6 з'єднаний з двигуном подовжувальним валом, патного літального апарату «літаюче крило», обраливні баки, розташовані усередині центроплана ного за прототип, є незадовільні для легкого літака поблизу центру мас, обтічник подовжувального маневрені характеристики і характеристики баланвала і рульові поверхні, розташовані на задній сування, а також незадовільні характеристики покромці консолей крила, при цьому двигун розтадовжнього прямування, недостатня ефективність шований усередині центроплана поблизу передрулів висоти при зльоті і посадці, недостатні хараньої кромки центроплана [2]. ктеристики обтікання крила на різних режимах Недоліками відомого легкого безпілотного ліпольоту і кутах атаки. Відсутність вертикального тального апарата, що виконаний за схемою «літаоперення і механізації не дозволяє виконувати юче крило» і посадки є незадовільні для малошпереміщення в горизонтальній площині без зміни видкісного літака маневрові характеристики та курсу. До недоліків літака, який обрано за протохарактеристики балансування, незадовільні характип, також відноситься: складність вибору місця теристики подовжнього прямування, недостатня для розміщення вертикального і горизонтального ефективність рулів висоти при зльоті і посадці, оперення і, як наслідок, проблеми забезпечення недостатні характеристики обтікання крила на різдостатньої поздовжньої і шляховий стійкості і кених режимах польоту. рованості, пов'язані з компактністю апарата узВідомий ударно-розвідувальний безпілотний довж поздовжньої і нормальної осей; наявність літальний апарат, що виконаний за схемою «літавідносно малого плеча органів стабілізації і керуюче крило», який містить корпус, що створений з вання щодо центра мас; низьке злітно-посадочне центроплана і приєднаних до нього консолей кризначення коефіцієнта піднімальної сили, велика ла, які виконано стріловидної схеми великого пошвидкість зльоту і посадки, довжина розбігу і продовження, повітрозабірник, розташований в пебігу; необхідність використати шасі великої висоти редній частині центроплана, двигун, розташований для створення достатніх для безпечного зльоту та в центроплані, паливні баки, розташовані в ценпосадки кутів атаки (що приводить до збільшення троплані, шасі з носовим колесом та рульові повемаси конструкції літального апарата); великі втрархні, при цьому консолі крила мають стріловидти на балансировку (щоб сбалансувати літак потрібні складні системи керування). ність по передній кромці 55 , закінцівки крила В основу корисної моделі покладена задача виконано з паралельними передньою і задньою шляхом усунення недоліків прототипу забезпечити кромками, крило має плавні обводи і лінії сполупідвищення маневрених характеристик і характечення окремих елементів конструкції, причому ристик балансування. функцію рулів напрямку виконують елерони, що Суть корисної моделі в багатоцільовому безпірозщеплюються, які встановлено на кінцях крила лотному літальному апараті «літаюче крило», який [3]. містить корпус, що утворений з центроплана, коНедоліками відомого ударно-розвідувального реневої частини крила і консолей крила, силову безпілотного літального апарата, що виконаний за установку, розміщену усередині центроплана, посхемою «літаюче крило» є незадовільні для легковітрозабірник, виконаний в центроплані по поздого літака маневрені характеристики і характерисвжній осі зазначеного центроплана і, відповідно, тики балансування, а також незадовільні характелітака, канал для підведення повітря до силової ристики подовжнього прямування, недостатня установки, канал для відведення повітря напірного ефективність рулів висоти при зльоті і посадці, потоку від зазначеної силової установки, відсік для недостатні характеристики обтікання крила на різапаратури, виконаний в передній частині центроних режимах польоту і кутах атаки. плана, паливні баки, встановлені у середині корНайбільше близьким технічним рішенням, обпуса, шасі з носовою стійкою та рульові поверхні, раним за прототип, є багатоцільовий безпілотний при цьому передня кромка центроплана перехолітальний апарат «літаюче крило», який містить дить в передню кромку кореневої частини крила і корпус, що утворений з центроплана, кореневої далі в передню кромку консолі крила, задня кромчастини крила і консолей крила, силову установку, ка центроплана переходить в задню кромку корерозміщену усередині центроплана, повітрозабірневої частини крила і далі в задню кромку консолі ник, виконаний в центроплані по поздовжній осі крила, панелі центроплана, кореневої частини зазначеного центроплана і, відповідно, літака, какрила і консолей крила плавно переходять одні у нал для підведення повітря до силової установки, другі, рульові поверхні, що встановлені на задній канал для відведення повітря напірного потоку від кромці кореневої частини крила, виконано у виглязазначеної силової установки, відсік для апаратуді елеронів, полягає в тому, що він додатково місри, виконаний в передній частині центроплана, тить двокільове вертикальне оперення, постачене паливні баки, встановлені у середині корпуса, шасі рулем напрямку, руль висоти, розміщений у задній з носовою стійкою та рульові поверхні, при цьому частині центроплана, концеві аеродинамічні повепередня кромка центроплана переходить в передрхні, встановлені на закінцівках консолей крила, ню кромку кореневої частини крила і далі в передсилова установка виконана вигляді двигуна з вихіню кромку консолі крила, задня кромка центропладним валом та із закріпленими на виходному валу на переходить в задню кромку кореневої частини лопастями гвинта, що закриті циліндричною обокрила і далі в задню кромку консолі крила, панелі лонкою, захисний кожух, встановлений зовні вихіцентроплана, кореневої частини крила і консолей дного вала двигуна. Суть корисної моделі полягає крила плавно переходять одні у другі, рульові поі в тому, що додаткове двокільове вертикальне верхні, що встановлені на задній кромці кореневої оперення встановлено у задній частині центрочастини крила, виконано у вигляді елеронів [4]. плана, додаткове двокільове вертикальне оперенНедоліками відомого багатоцільового безпіло 7 13409 8 ня виконане з розвалом у бік консолей крила, осми панелями каналу для підведення повітря до нова кілів розташована паралельно поздовжній осі силової установки розташоване на відстані від літака, носова частина центроплана виконана вістря клина, що створений пласкими панелями овальної форми із загином у бік кореневої частини каналу для відведення повітря від силової устанокрила, передня кромка кореневої частини крила вки, циліндрична оболонка, що закриває лопаті вогнута у бік центроплана і плавно сполучена з гвинта, встановлена в каналі, що виконаній в ценпередньою кромкою центроплана, передня кромка троплані для проходу напірного потоку, в зазорі консолі крила вигнута у бік від кореневої частини між вістрями вищезазначених клинів, вал двигуна крила і плавно сполучена з передньою кромкою силової установки виходить з вістря клина, що зазначеної кореневої частини крила, кінцеві аеростворений пласкими панелями каналу для підвединамічні поверхні крила вигнуті вверх і назад по дення повітря до силової установки, і входить у польоту з плавним загином у бік своєї задньої вістря клина, що створений пласкими панелями кромки, передня кромка кінцевих аеродинамічних каналу для відведення повітря від силової устаноповерхонь крила плавно сполучена з передньою вки, вільний кінець вала, на якому закріплені лопакромкою консолі крила, задня кромка кінцевих аеті гвинта, спирається на опору, що розташована родинамічних поверхонь крила плавно сполучена усередині клина, який створено пласкими панеляіз задньою кромкою консолі крила в районі елероми каналу для відведення повітря від силової на, задня кромка кореневої частини крила плавно установки, на закінцівці руля напряму розміщений сполучена із центропланом за елероном, бічна протифлатерний вантаж. Суть корисної моделі кромка центроплана, що з'єднує задню частину полягає також і в тому, що елерони виконано тракореневої частини крила із задньою частиною ценпецієподібної форми в плані із сходженням передтроплана виконано прямолінійною із плавним пеньої торцевої частини та задньої кромки у бік закіреходом у задню кромку руля висоти, циліндричну нцівки крила, торцеві нервюри елерона оболонку, що закриває лопаті гвинта, виконано з розташовані паралельно поздовжній осі літака, дозвуковим аеродинамічним профілем в поперечдіаметр циліндричної оболонки, що закриває лоному перерізі, повітрозабірник виконано у вигляді паті гвинта, виконано або рівним міделю центродвох пласких панелей, встановлених під кутом плана, або більшим за нього, або меншим, місце одна до другої, відповідно, на верхній і нижній посходження між собою пласких панелей каналу для верхнях центроплана в його передній частині з відведення повітря від силової установки виконано кутом нахилу у бік поздовжньої осі літака, канал або загостреним на клин, або з утворенням аеродля підведення повітря до силової установки видинамічного профілю, симетричного чи несиметконано у вигляді двох пласких панелей, встановричного, кут розвалу кілів знаходиться в діапазоні лених під кутом одна до другої, відповідно, на вервід 0 до 90 відносно вертикальної осі літака, кут хній і нижній поверхнях центроплана в його нахилу передньої кромки кіля виконано в діапазоні центральній частині з кутом нахилу у бік поздовжвід 0 до 90 відносно вертикальної осі літака, кут ньої осі літака, вхід в повітрозабірник на обидвох нахилу задньої кромки кіля виконано в діапазоні сторонах корпуса виконано з плавним сполученвід 0 до 90 відносно вертикальної осі літака, верням поверхні корпуса з пласкою панеллю зазначехня частина кіля розміщена або паралельно позного повітрозабірника, пласкі панелі каналу для довжньої осі літака, або під кутом до неї, довжина підведення повітря до силової установки встановруля висоти по його передній кромці виконана не лено в площині відповідних пласких панелей повіменше, ніж у три рази більшою, чим його торцеві трозабірника, зазначені пласкі панелі каналу для частини, відстань між вістрями клинів, що створені підведення повітря до силової установки стикувідповідно, панелями каналу для підведення повіються між собою в порожнині каналу з утворенням тря до силової установки та панелями каналу для клина, бічні стінки каналу для підведення повітря відведення повітря від силової установки, виконадо силової установки виконано пласкими і встанона або рівною ширині циліндричної оболонки, що влено паралельно одна до другої в площині верзакриває лопаті гвинта, або більшою за неї, а відтикальної осі літака уздовж поздовжньої осі літака, сік для апаратури і паливні баки розміщено в пеканал для відведення повітря від силової установредній частині центроплана по поздовжній осі ліки виконано у вигляді двох пласких панелей, встатака. новлених під кутом одна до другої, відповідно, на Порівнянний аналіз технічного рішення, яке верхній і нижній поверхнях центроплана у його заявляється, з прототипом дозволяє зробити визадній частині з кутом нахилу у бік поздовжньої осі сновок, що багатоцільовий безпілотний літальний літака із стикуванням на клин, вістря якого напраапарат «літаюче крило» відрізняється тим, що він влене у бік клина, що створений пласкими панедодатково містить двокільове вертикальне опелями каналу для підведення повітря до силової рення, постачене рулем напрямку, руль висоти, установки, вихід з каналу для відведення повітря розміщений у задній частині центроплана, концеві від силової установки виконано з плавним стикуаеродинамічні поверхні, встановлені на закінцівках ванням пласких панелей з поверхнею центроплаконсолей крила, силова установка виконана вина, бічні стінки каналу для відведення повітря від гляді двигуна з вихідним валом та із закріпленими силової установки виконано пласкими і встановлена виходному валу лопастями гвинта, що закриті но паралельно одна до другої в площині вертикациліндричною оболонкою, захисний кожух, встальної осі літака уздовж поздовжньої осі літака зі новлений зовні вихідного вала двигуна, при цьому стикуванням в одній площині з пласкими бічними додаткове двокільове вертикальне оперення встапанелями каналу для підведення повітря до силоновлено у задній частині центроплана, додаткове вої установки, вістря клина, що створений пласкидвокільове вертикальне оперення виконане з роз 9 13409 10 валом у бік консолей крила, основа кілів розташодля підведення повітря до силової установки розвана паралельно поздовжній осі літака, носова ташоване на відстані від вістря клина, що створечастина центроплана виконана овальної форми із ний пласкими панелями каналу для відведення загином у бік кореневої частини крила, передня повітря від силової установки, циліндрична оболокромка кореневої частини крила вогнута у бік ценнка, що закриває лопаті гвинта, встановлена в троплана і плавно сполучена з передньою кромканалі, що виконаній в центроплані для проходу кою центроплана, передня кромка консолі крила напірного потоку, в зазорі між вістрями вищезавигнута у бік від кореневої частини крила і плавно значених клинів, вал двигуна силової установки сполучена з передньою кромкою зазначеної коревиходить з вістря клина, що створений пласкими невої частини крила, кінцеві аеродинамічні поверпанелями каналу для підведення повітря до силохні крила вигнуті вверх і назад по польоту з плаввої установки, і входить у вістря клина, що створеним загином у бік своєї задньої кромки, передня ний пласкими панелями каналу для відведення кромка кінцевих аеродинамічних поверхонь крила повітря від силової установки, вільний кінець вала, плавно сполучена з передньою кромкою консолі на якому закріплені лопаті гвинта, спирається на крила, задня кромка кінцевих аеродинамічних поопору, що розташована усередині клина, який верхонь крила плавно сполучена із задньою кромстворено пласкими панелями каналу для відвекою консолі крила в районі елерона, задня кромка дення повітря від силової установки, на закінцівці кореневої частини крила плавно сполучена із ценруля напряму розміщений протифлатерний вантропланом за елероном, бічна кромка центроплатаж, причому елерони виконано трапецієподібної на, що з'єднує задню частину кореневої частини форми в плані із сходженням передньої торцевої крила із задньою частиною центроплана виконано частини та задньої кромки у бік закінцівки крила, прямолінійною із плавним переходом у задню торцеві нервюри елерона розташовані паралельно кромку руля висоти, циліндричну оболонку, що поздовжній осі літака, діаметр циліндричної обозакриває лопаті гвинта, виконано з дозвуковим лонки, що закриває лопаті гвинта, виконано або аеродинамічним профілем в поперечному перерірівним міделю центроплана, або більшим за ньозі, повітрозабірник виконано у вигляді двох пласго, або меншим, місце сходження між собою пласких панелей, встановлених під кутом одна до друких панелей каналу для відведення повітря від гої, відповідно, на верхній і нижній поверхнях силової установки виконано або загостреним на центроплана в його передній частині з кутом нахиклин, або з утворенням аеродинамічного профілю, лу у бік поздовжньої осі літака, канал для підвесиметричного чи несиметричного, кут розвалу кілів дення повітря до силової установки виконано у знаходиться в діапазоні від 0 до 90 відносно вервигляді двох пласких панелей, встановлених під тикальної осі літака, кут нахилу передньої кромки кутом одна до другої, відповідно, на верхній і нижкіля виконано в діапазоні від 0 до 90 відносно ній поверхнях центроплана в його центральній вертикальної осі літака, кут нахилу задньої кромки частині з кутом нахилу у бік поздовжньої осі літака, кіля виконано в діапазоні від 0 до 90 відносно вхід в повітрозабірник на обидвох сторонах корпувертикальної осі літака, верхня частина кіля розса виконано з плавним сполученням поверхні корміщена або паралельно поздовжньої осі літака, пуса з пласкою панеллю зазначеного повітрозабіабо під кутом до неї, довжина руля висоти по його рника, пласкі панелі каналу для підведення передній кромці виконана не менше, ніж у три рази повітря до силової установки встановлено в плобільшою, чим його торцеві частини, відстань між щині відповідних пласких панелей повітрозабірнивістрями клинів, що створені відповідно, панелями ка, зазначені пласкі панелі каналу для підведення каналу для підведення повітря до силової устаноповітря до силової установки стикуються між совки та панелями каналу для відведення повітря від бою в порожнині каналу з утворенням клина, бічні силової установки, виконана або рівною ширині стінки каналу для підведення повітря до силової циліндричної оболонки, що закриває лопаті гвинта, установки виконано пласкими і встановлено параабо більшою за неї, а відсік для апаратури і палилельно одна до другої в площині вертикальної осі вні баки розміщено в передній частині центроплалітака уздовж поздовжньої осі літака, канал для на по поздовжній осі літака. відведення повітря від силової установки виконано Таким чином, багатоцільовий безпілотний ліу вигляді двох пласких панелей, встановлених під тальний апарат «літаюче крило», який заявляєтькутом одна до другої, відповідно, на верхній і нижся, відповідає критерію корисної моделі «новизній поверхнях центроплана у його задній частині з на». кутом нахилу у бік поздовжньої осі літака із стикуСуть корисної моделі пояснюється кресленняванням на клин, вістря якого направлене у бік клими, де на Фіг.1 показаний загальний вигляд багана, що створений пласкими панелями каналу для тоцільового безпілотного літального апарату «ліпідведення повітря до силової установки, вихід з таюче крило», який заявляється, на Фіг.2 показана каналу для відведення повітря від силової устаноконструктивно-компонувальна схема багатоцільовки виконано з плавним стикуванням пласких павого безпілотного літального апарату «літаюче нелей з поверхнею центроплана, бічні стінки канакрило», який заявляється, на виді збоку з показом лу для відведення повітря від силової установки розміщення обладнання усередині корпуса (як виконано пласкими і встановлено паралельно одваріант конструктивного виконання), на Фіг.3 покана до другої в площині вертикальної осі літака уззана конструктивно-компонувальна схема багатодовж поздовжньої осі літака зі стикуванням в одній цільового безпілотного літального апарату «літаюплощині з пласкими бічними панелями каналу для че крило», який заявляється, на виді зверху з підведення повітря до силової установки, вістря показом розміщення обладнання усередині корпуклина, що створений пласкими панелями каналу са (як варіант конструктивного виконання), на Фіг.4 11 13409 12 поданий загальний вигляд багатоцільового безпіню кромку 15 кореневої 3 частини крила і далі в лотного літального апарату «літаюче крило», який передню кромку 16 консолі 4 крила (див. Фіг.6). обраний за прототип, на Фіг.5 подана конструктивЗадня кромка 17 центроплана 2 конструктивно но-компонувальна схема багатоцільового безпілопереходить в задню кромку 18 кореневої 3 частини тного літального апарату «літаюче крило», який крила і далі в задню кромку 19 консолі 4 крила заявляється, на виді збоку, на Фіг.6 подана конс(див. Фіг.1 та Фіг.6). Конструктивно панелі центротруктивно-компонувальна схема багатоцільового плана 2, кореневої 3 частини крила і консолей 4 безпілотного літального апарату «літаюче крило», крила плавно переходять одні у другі. Рульові поякий заявляється, на виді зверху, на Фіг.7 подана верхні 12, що встановлені на задній кромці 18 коконструктивно-компонувальна схема багатоцільореневої 3 частини крила (див. Фіг.1 та Фіг.6), викового безпілотного літального апарату «літаюче нано у вигляді елеронів, рульові поверхні 13, що крило», який заявляється, на виді спереду, на встановлено на кореневій 3 частині крила, виконаФіг.8 показана схема гвинтомоторної групи силової но у вигляді інтерцепторів (див. Фіг.4). Багатоціустановки, на Фіг.9 показана схема закріплення льовий безпілотний літальний апарат «літаюче вихідного вала із закріпленими на ньому лопастякрило», який заявляється (див. Фіг.1-3 та Фіг.5-7), ми гвинта в клині, що створений верхньою і ниждодатково містить двокільове вертикальне опеньою пласкими панелями каналу для відведення рення 20, постачене рулем напрямку 21, руль винапірного потоку від гвинта силової установки, на соти 22, розміщений у задній частині центроплана Фіг.10-12 показані схеми створення пласкими па2, концеві аеродинамічні поверхні 23, встановлені нелями каналу для підведення повітря до силової на закінцівках консолей 4 крила. Силова установка установки, на Фіг.13-14 показані схеми розташу5 конструктивно виконана у вигляді двигуна 24 з вання між собою клинів каналу для підведення вихідним валом 25 та із закріпленими на виходноповітря до силової установки і каналу для відвему валу лопастями 26 гвинта, що закриті цилінддення напірного потоку від гвинта силової устаноричною оболонкою 27 (див. Фіг.1-3, Фіг.5-7 та вки, на Фіг.15 показана конструктивноФіг.8). Захисний кожух 28, встановлений зовні викомпонувальна схемі кіля вертикального оперенхідного вала 25 двигуна 24. Конструктивно додатня, на Фіг.16 показана схема елерона, на Фіг.17-18 кове двокільове вертикальне оперення 20 встанопоказані схеми сполучення циліндричної оболонки влено у задній частині центроплана 2 (див. Фіг.1-3 і центроплана, на Фіг.19-20 показані варіанти вита Фіг.5-7), при цьому зазначене додаткове двокіконання клина каналу для відведення напірного льове вертикальне оперення 20 виконане з розвапотоку від гвинта силової установки, на Фіг.21-22 лом у бік консолей 4 крила (див. Фіг.1 та Фіг.6-7), а показані варіанти виконання верхньої частини кіля основа кілів (позиція 20) розташована паралельно вертикального оперення, на Фіг.23 показана схема поздовжній осі 7 літака (див. Фіг.3 та Фіг.6). Консрозміщення руля висоти в задній частині центротруктивно носова частина центроплана 2 виконана плана, на Фіг.24-25 показані варіанти розміщення овальної форми із загином у бік кореневої 3 часциліндричної оболонки між клином каналу для тини крила, при цьому передня кромка 15 коренепідведення повітря до силової установки і клином вої 3 частини крила вогнута у бік центроплана 2 і каналу для відведення напірного потоку від гвинта плавно сполучена з передньою кромкою 14 ценсилової установки, на Фіг.26 показаний багатоцітроплана 2 (див. Фіг.1). Конструктивно передня льовий безпілотний літальний апарат «літаюче кромка консолі 4 крила вигнута у бік від кореневої крило», який обрано за прототип, на виді зверху, 3 частини крила і плавно сполучена з передньою на Фіг.27 показаний варіант виконання в передній кромкою 15 зазначеної кореневої 3 частини крила. частині центроплана відсіку для апаратури (корисКінцеві аеродинамічні поверхні 23 крила вигнуті ного навантаження), на Фіг.28-29 показані варіанти вверх і назад по польоту з плавним загином у бік виконання каналу для відведення напірного потоку своєї задньої кромки 29 (див. Фіг.1). Передня кровід гвинта силової установки, (в поперечному пемка 30 кінцевих аеродинамічних поверхонь 23 ретині), на Фіг.30 показаний варіант розміщення крила плавно сполучена з передньою кромкою 16 руля висоти в задній частині центроплана, на консолі 4 крила (див. Фіг.3 та Фіг.6). Задня кромка Фіг.31 показана схема обтікання поверхні корпуса 29 кінцевих аеродинамічних поверхонь 23 крила літака повітряним потоком, на Фіг.32 показаний плавно сполучена із задньою кромкою 19 консолі 4 варіант виконання верхньої частини кіля вертикакрила в районі елерона 12 (див. Фіг.3 та Фіг.6). льного оперення, на Фіг.33 показаний варіант виЗадня кромка 18 кореневої частини крила плавно конання кіля (в поперечному перерізі). сполучена із центропланом 2 за елероном 12. БічБагатоцільовий безпілотний літальний апарат на кромка 31 центроплана 2, що з'єднує задню «літаюче крило», який заявляється (див. Фіг.1-3 та частину кореневої частини 3 крила із задньою часФіг.5-7), містить корпус 1, що утворений з центротиною центроплана 2 виконано прямолінійною із плана 2, кореневої 3 частини крила і консолей 4 плавним переходом у задню кромку 32 руля високрила, силову установку 5, розміщену усередині ти 22. Циліндричну оболонку 27, що закриває лоцентроплана 2, повітрозбірник 6, виконаний в ценпаті 26 гвинта, конструктивно виконано з дозвукотроплані 2 по поздовжній осі 7 зазначеного ценвим аеродинамічним профілем в поперечному троплана і, відповідно, літака, канал 8 для підвеперерізі (див. Фіг.2 та Фіг.9). Повітрозабірник 6 дення повітря до силової установки 5, канал 9 для виконано у вигляді двох пласких панелей (відповівідведення повітря напірного потоку від зазначеної дно, позиції 33 і 34), встановлених під кутом одсилової установки 5, шасі 10 з носовою стійкою 11 на до другої, відповідно, на верхній і нижній поверта рульові поверхні 12 і 13. Передня кромка 14 хнях центроплана 2 в його передній частині з центроплана 2 конструктивно переходить в передкутом нахилу у бік поздовжньої осі 7 літака (див. 13 13409 14 Фіг.10). Канал 8 для підведення повітря до силової та Фіг.8-9). Конструктивно на закінцівці руля наустановки 5 виконано у вигляді двох пласких папряму 21 розміщений протифлатерний вантаж 44 нелей (відповідно, позиції 35 і 36), встановлених (див. Фіг.2 та Фіг.15). Елерони 12 конструктивно виконано трапецієподібної форми в плані із схопід кутом одна до другої, відповідно, на верхній і дженням (див. Фіг.16) передньої торцевої частини нижній поверхнях центроплана 2 в його централь45 та задньої кромки 46 у бік закінцівки крила ній частині з кутом нахилу у бік поздовжньої осі 7 кінцевої аеродинамічної поверхні (див. Фіг.3 та літака (див. Фіг.11). Вхід в повітрозабірник 6 на Фіг.6). Торцеві нервюри 47 елерона 12 розташоваобидвох сторонах корпуса 1 виконано з плавним ні паралельно поздовжній осі 7 літака (див. Фіг.6 та сполученням поверхні корпуса 1 з пласкою панелФіг.16). Діаметр D циліндричної оболонки 27, що лю (відповідно, позиції 33 і 34) зазначеного повітзакриває лопаті 26 гвинта, виконано або рівним розбірника 6. Пласкі панелі (відповідно, позиції 35 і міделю М центроплана 2 (див. Фіг.14), або біль36) каналу 8 для підведення повітря до силової шим за нього (див. Фіг.17), або меншим (див. установки 5 встановлено в площині відповідних Фіг.18). Конструктивно місце сходження між собою пласких панелей (відповідно, позиції 33 і 34) повітпласких панелей (відповідно, позиції 39 і 40) канарозбірника 6. Зазначені пласкі панелі (відповідно, лу 9 для відведення повітря від силової установки позиції 33 і 34) каналу 8 для підведення повітря до 5 виконано або загостреним на клин (див. Фіг.11силової установки 5 стикуються між собою в поро14), або з утворенням аеродинамічного профілю, жнині каналу 8 з утворенням клина (див. Фіг.11). симетричного (див. Фіг.19) чи несиметричного Бічні стінки 37 каналу 8 для підведення повітря до силової установки 5 виконано пласкими і встанов(див. Фіг.20). Кут розвалу кілів (позиція 20) зналено паралельно одна до другої в площині вертиходиться в діапазоні від 0 до 90 відносно вертикальної осі 38 літака уздовж поздовжньої осі 7 лікальної осі 38 літака (див. Фіг.7). Кут нахилу петака (див. Фіг.6). Канал 9 для відведення повітря редньої кромки 48 кіля (позиція 20) виконано в від силової установки 5 виконано у вигляді двох діапазоні від 0 до 90 відносно вертикальної осі 38 пласких панелей (відповідно, позиції 39 і 40), всталітака (див. Фіг.2, Фіг.5 та Фіг.15). Кут нахилу новлених під кутом одна до другої, відповідно, на задньої кромки 49 кіля (позиція 20), а саме, задверхній і нижній поверхнях центроплана 2 у його ньої кромки руля напрямку 21, виконано в діапазозадній частині з кутом нахилу у бік поздовжньої осі ні від 0 до 90 відносно вертикальної осі 38 літака 7 літака із стикуванням на клин, вістря якого на(див. Фіг.2, Фіг.5 та Фіг.15). Верхня частина 50 кіля правлене у бік клина, що створений пласкими парозміщена або паралельно поздовжньої осі 7 літанелями (відповідно, позиції 35 і 36) каналу 8 для ка (див. Фіг.2, Фіг.5 та Фіг.15), або під кутом до підведення повітря до силової установки 5 (див. неї (див. Фіг.21-22) в ту чи іншу сторону по польоФіг.12). Вихід з каналу 9 для відведення повітря ту. Довжина L1 руля висоти 22 по його передній від силової установки 5 виконано з плавним стикукромці 51 виконана не менше, ніж у три рази більванням пласких панелей (відповідно, позиції 39 і шою, чим його торцеві частини 52 (див. Фіг.6 та 40) з поверхнею центроплана 2 (див. Фіг.1). Бічні Фіг.23). Задня кромка 53 руля висоти виконана стінки 41 каналу 9 для відведення повітря від сивигнутою за радіусом R у бік від його передньої лової установки 5 виконано пласкими і встановлекромки 51 (див. Фіг.23). Відстань L між вістрями но паралельно одна до другої в площині вертикаклинів, що створені відповідно, пласкими панеляльної осі 38 літака уздовж поздовжньої осі 7 літака ми 35 і 36 каналу 8 для підведення повітря до сизі стикуванням в одній площині з пласкими бічними лової установки 5 та пласкими панелями 39 і 40 панелями 37 каналу 8 для підведення повітря до каналу 9 для відведення повітря від силової устасилової установки 5 (див. Фіг.6). Вістря клина, що новки 5, виконана або рівною ширині Н циліндричстворений пласкими панелями (відповідно, позиції ної оболонки 27 (див. Фіг.9), що закриває лопаті 26 35 і 36) каналу 8 для підведення повітря до силогвинта (див. Фіг.24), або більшою за неї (див. вої установки 5 розташоване на відстані L від вістФіг.25). Відсік 54 для апаратури і паливні баки 55 ря клина, що створений пласкими панелями (відрозміщено в передній частині центроплана 2 по повідно, позиції 39 і 40) каналу 9 для відведення поздовжній осі 4 літака (див. Фіг.2-3). повітря від силової установки 5 (див. Фіг.13). ЦиліЗгідно з вищезазначеними конструктивними ндрична оболонка 27, що закриває лопаті 26 гвинелементами літака конструктивно можливе ствота, встановлена в каналі (позиції 8 і 9), що виконарити багатоцільовий безпілотний літальний апарат ній в центроплані 2 для проходу напірного потоку, «літаюче крило», у якого, як показано на Фіг.1-3 та в зазорі (позиція L, див. Фіг.13) між вістрями вищеФіг.5-7 основними конструктивними та формотвозазначених клинів (див. Фіг.14). Вихідний вал 25 рними елементами є форма і розміри корпуса 1, двигуна 24 силової установки 5 виходить з вістря гвинтовентиляторної частини силової установки 5, клина, що створений пласкими панелями (відповікрила (позиції 3, 4 та 23) та вертикального опедно, позиції 35 і 36) каналу 8 для підведення повірення 20. Основні конструктивні елементи зазнатря до силової установки 5, і входить у вістря кличеного літака з'єднані між собою в одне ціле. Літак на, що створений пласкими панелями (відповідно, виконаний з двома кілями вертикального оперення позиції 39 і 40) каналу 9 для відведення повітря від 20 та з одним двигуном 24, лопаті 26 гвинта якого силової установки 5 (див. Фіг.1-2 та Фіг.9). Вільний закриті циліндричним обтічником 27 (у вигляді цикінець 42 вала 25, на якому закріплені лопаті 26 ліндричної оболонки з аеродинамічним профілем у гвинта, спирається на опору 43, що розташована поперечному перерізі) (див. Фіг.1-2 та Фіг.8-9). усередині клина, який створено пласкими панеляЦентроплан 2 корпуса 1 та кореневі частини 3 ми (відповідно, позиції 39 і 40) каналу 9 для відвекрила утворюють металевий корпус 1 літака. Міцдення повітря від силової установки 5 (див. Фіг.2 ність і твердість корпуса 1 літака забезпечується 15 13409 16 використанням спеціальних алюмінієвих сплавів на обтікання всього крила повітряним потоком на або сталей. Для двигуна 24 в центральній частині усіх режимах польоту, особливо на крейсерському центроплана 2 передбачений виріз (канал - позиції режимі польоту (див. Фіг.1 та Фіг.7). 8 і 9) прямокутної форми в плані (див. Фіг.1 та Крило є новим за формою і виконане з плавФіг.6) з боковими стінками (панелями) (позиції, ними обводами як по передній кромці, так і по задвідповідно, 37 і 41) підведення повітря до лопасній кромці. Передня кромка, на відміну від форми тей 26 гвинта двигуна 24, при цьому верхня пласка передньої кромки крила літака-прототипа, виконапанель 35 та нижня пласка панель 35 сходяться на з виїмками, що плавно переходять в опуклість в на клин (див. Фіг.11) в районі вихідного вала 25 місці стикування передньої і задньої кромок крила двигуна 24, який, у свою чергу, виходить з серед(див. Фіг.1 та Фіг.6-7). Задня кромка крила літака, ньої частини центроплана 2 і розміщений по позякий заявляється, на відміну від форми задньої довжній осі 7 літака (див. Фіг.2). Зазначений вал 25 кромки крила літака-прототипа, виконана з глибопривода лопастей 26 гвинта літака закритий цилікою виїмкою, боки якої плавно переходять, відпондричним обтічником 27 (у вигляді циліндричної відно, по крилу - в місце стикування передньої і оболонки з аеродинамічним профілем у поперечзадньої кромок крила, а по центроплана 2 - в місце ному перерізі), який на кінці 42 входить у задню стикування задньої кромки 18 кореневої 3 частини частину центроплана 2, а саме, у вістря клина, що крила в задню частину центроплана в районі задстворений пласкою верхнею пласкою панеллю 39 і ньої частини кіля вертикального оперення 20 (див. нижньою пласкою панеллю 40 каналу 9 для відвеФіг.1 та Фіг.6). При цьому виїмка на задній кромці дення повітря від силової установки 5 (див. Фіг.1, крила в проекції на вертикальну вісь 38 літака наФіг.2 та Фіг.8-9). ближена до прямокутної, де за кутову точку вибКорпус 1 багатоцільового безпілотного літальране місце задньої частини елерону 12 з більшою ного апарату «літаюче крило», який заявляється торцевою хордою (нервюрою - позиція 47). (див. Фіг.1 та Фіг.5-7), створений пласкими вигнуКрило конструктивно розташовано так, що вотими фрагментами, а саме, листами обшивки літано переходить у несучу поверхню з обводів ценка, які утворюють між собою по поверхні корпусу 1 троплана 2, починаючи з кореневого перетину, літака плавні сполучення частин центроплана 2, тобто на відстані 10-15 відсотків від поздовжньої кореневої 3 частини крила, консолей 4 крила та осі центроплана 2. В крилі передбачена лінійна кінцевих аеродинамічних поверхонь 23. геометрична крутка з кутом - 5 . Координата почаКорпус 1 в багатоцільовому безпілотному літку крутки знаходиться в перетині Z=0,5. Передню тальному апараті «літаюче крило», який заявляі задню кромки крила виконано криволінійними з ється, створений з'єднанням між собою центрометою пласкопаралельного безвідривного обтіплана 2, правої та лівої кореневих 3 частин крила, кання поверхонь крила потоком повітря на крейправої та лівої консолей 4 крила, правої та лівої серських режимах польоту. Крило набране з саконцевих аеродинамічних поверхонь 23. Створемобалансувальних профілів, які дозволяють у ний таким чином корпус 1 літака має по формі сисполученні з геометричною круткою забезпечити метричний відносно поздовжньої осі 7 п'ятикутник, нульове балансувальне відхилення руля висоти у якого верхнім кутом є носова частина корпуса 1 22 і виключити балансувальні втрати аеродинамі(передня частина центроплана 2), боковими кутачної якості на крейсерському режимі польоту. Семи є точки кінцевих аеродинамічних поверхонь 23, редня стріловидність крила по передній кромці а нижніми кутами є точки розташування задніх становить 30 (див. Фіг.6). Таке принципово нове частин вертикального оперення 20 і руля висоти взаємне розташування поверхонь крила і його 22 (див. Фіг.6). передніх та задніх кромок є дуже зручним для В багатоцільовому безпілотному літальному конструкції даного типу літака та сприяє якості апараті «літаюче крило», який заявляється, нижні і обтікання поверхонь крила потоком повітря на верхні панелі обшивки встановлені під кутом одна крейсерських режимах польоту. Використання садо другої із звуженням від середньої частини ценмобалансувальних профілів також суттєво поліптроплана 2 і з'єднаних з ним кореневих 3 частин шує якість обтікання поверхонь крила потоком крила до задньої частини центроплана 2 (див. повітря. Фіг.1 та Фіг.6). При цьому верхні панелі обшивки Форма конструкції літака на виді зверху (див. розташовані під декілька більшим кутом до поздоФіг.3 та Фіг.6), яка складається з передньої кромки вжньої осі 7 літака, ніж ніжні панелі (див. Фіг.7). крила (позиції 15, 16 та 30), задньої кромки 29 кінВідносно горизонтальної грані стикування верхніх і цевої аеродинамічної поверхні 23 крила, кромки, нижніх панелей корпуса 1 літака, корпус 1 виконаяка з'єднує кореневу 3 частину крила з задньою ний звуженим, відповідно, вгору і донизу із плавчастиною центроплана 2 в районі установки кілів ним переходом панелей одна у другу. Верхня часвертикального оперення 20, наближена до серпотина корпуса 1 виконана практично пласкою з видної. Окрема частина кінцевої аеродинамічної переходом у загнуті наверх кінцеві аеродинамічні поверхні 23 крила нагадує плавник акули. Велика поверхні 23 після крайніх точок розмаху елеронів площа центральної частини літака в районі цен12 (див. Фіг.7). Нижня частина корпуса 1 літака троплана 2 і кореневої 3 частини крила з маленьвиконана більш пласкою, але з аналогічним перекими серповидними частинами кінцевої аеродинаходом пласкої поверхні кореневих частин 3 крила мічної поверхні 23 крила надає літаку вигляд у загнуті наверх кінцеві аеродинамічні поверхні 23 трансформованого ромбу (у відмінності до літака, крила після крайніх точок розмаху елеронів 12. який обрано за прототип, що нагадує на виді зверРаціональне розміщення під кутом кінцевих аероху ромб з прямими сторонами) (див. Фіг.26). динамічних поверхонь крила ефективніше впливає 17 13409 18 З метою отримання достатніх об'ємів для розки 56, яка закриває цей відсік (позиція 54) (див. міщення корисного навантаження (відсік 54), палиФіг.27). Зазначений відсік 54 розташовано в пева (паливні баки 55), бортового обладнання і сиредній частині центроплана 2 (див. Фіг.2-3 та лової установки 5 (двигуна 24), відносна Фіг.27). Відсік 54 утворює собою герметичну поромаксимальна товщина профілю крила в кореневожнину передньої частини центроплана 2 (близьку му перетині складає С=0,2. У кінцевому перетині до коробчастої), розділений на додаткові відсіки крило має відносну товщину, яка відповідає для розміщення розвідувального та іншого обладС=0,16. нання 57. Зазначене додаткове обладнання 57 Встановлення кінцевих аеродинамічних повез'єднане з системами та агрегатами літака. Апарархонь 23 крила під кутом вверх відносно поперечтура та обладнання 57, що призначене для керуної осі симетрії літака (див. Фіг.1 та Фіг.7), підвиванням польотом літака, з'єднана з рульовими щує аеродинамічні характеристики літака в цілому поверхнями на крилі (а саме, з елеронами 12), на за рахунок більш ефективного обтікання зазначевертикальному оперенні (з рулями напрямку 21) та них кінцевих аеродинамічних поверхонь. задній частині центроплана (з рулем висоти 22), а Конструктивно в багатоцільовому безпілотнотакож з двигуном 24. му літальному апараті «літаюче крило», який заяКонструктивно в центральній частині центровляється, елерони 12 розташовано на тому ж саплана 2 виконаний канал (з'єднаний з частин 8 і 9) мому місці на крилі (що і у прототипа), а саме, на для підведення повітря до лопастей 26 гвинта двийого задній кромці, але виконано декілька меншигуна 24 (силової установки 5) (див. Фіг.1) і подальми за розміром та іншої форми в плані (див. Фіг.1, шого відведення напірного потоку. Канал (з'єднаФіг.3, Фіг.6 та Фіг.16). Зазначені елерони 12 виконий з частин 8 і 9) має нову форму і розташований нано трапецієподібної форми із звуженням у бік уздовж поздовжньої осі 7 літака, при цьому зазнакінцевої аеродинамічної поверхні крила 23 (див. чений канал має в поперечному перерізі або пряФіг.16). Торцеві зрізи 47 елеронів 12 (відповідно до мокутну форму (див. Фіг.1 та Фіг.28), або іншу у своєї форми в плані за розмахом) на відміну від залежності від форми бічних стінок 37 і 41 (панепрототипу розташовані паралельно уздовж поздолей) зазначеного каналу (див. Фіг.29). Канал 8 для вжньої осі 7 літака (див. Фіг.16), при цьому елеропідведення повітря до лопастей 26 гвинта конструни 12 розташовані на більшій відстані від поздовктивно (як варіант конструктивного виконання) жньої осі 7 літака, ніж у аналога та прототипа. створено бічними стінками 37 і поздовжніми пласЗазначена особливість елеронів 12 не тільки покими панелями (верхніми 35 та нижніми 36). Бічні ліпшує маневрені характеристики літака, який заястінки 37 каналу 8 розташовано в вертикальній вляється, але й забезпечує зменшення їх площини площині відносно вертикальної осі 38 літака, при в плані. Нова форма елеронів 12 (див. Фіг.6 та цьому зазначені бічні стінки 37 каналу 8 розташоФіг.16) та їх розміри (по торцях 45, 46 та 47) вирівані паралельно між собою та паралельно поздошені з урахуванням ергономічних потреб та необвжній осі 7 літака. Поздовжні пласкі панелі 35 і 36 хідності забезпечення високої маневреності літака розташовано у вирізі центроплана 2, що створена дозвукових швидкостях польоту. ний бічними панелями (стінками 37). Поздовжні Центроплан 2 літака, який заявляється, має (верхні 35 та нижні 36) панелі каналу 8 встановлепринципово нову форму та зменшені розміри. Зано під нахилом одна до другої у бік поздовжньої значений центроплан 2 має складну форму в плаосі 7 літака з утворенням клина з пласкими поверні, що плавно переходить в крило (див. Фіг.1 та хнями (див. Фіг.10-11). Кут сходження пласких Фіг.5-7). Також зазначений центроплан 2 має панелей 35 і 36 направлений до задньої частини складну форму в поперечному перерізі, яка змінюцентроплана 2. Задні поздовжні пласкі панелі 39 і ється від носової частини до руля висоти 22, роз40 встановлено під нахилом (під кутом ) одна до міщеного в хвостовій частині центроплана 2 по другої у бік центральної частини літака з утворенпоздовжній осі 7 літака. Перехід центроплана 2 в ням клина з пласкими поверхнями (див. Фіг.10-11). крило по усьому кореневому перетину є плавним Кут сходження задніх пласких панелей (панелей від максимальної товщини до мінімальної (див. 39 і 40 каналу 9) направлений до задньої частини Фіг.7). При цьому нижня поверхня центроплана 2 (і переднього клина, що створений передніми пласдалі крила) плавно вигинається вверх до місця кими панелями (верхніми 35 та нижніми 36 паневстановлення елеронів 12 (див. Фіг.1 та Фіг.7). В лями каналу 8) (див. Фіг.12). Між загостреними районі елеронів 12 нижня поверхня крила перехочастинами переднього і заднього клинів є промідить у горизонтальну поверхню, а за елероном 12 жок шириною L (див. Фіг.13 та Фіг.19), в якому розрізко загинається вверх (див. Фіг.7). Плавне сполуташована циліндрична оболонка 27 (що виконана чення консольних частин 4 крила з центропланом у вигляді кільцевого крила - див. Фіг.1, Фіг.8-9), яка 2 і заданий закон зміни максимальної товщини закриває лопаті 26 гвинтів двигуна 24 силової перетинів крила уздовж розмаху крила забезпечуустановки 5 (див. Фіг.14 та Фіг.24-25). Вхід в канал ється тим, що передня і задня кромки крила вико(в районі повітрозабірника 6) та вихід з каналу по нані криволінійними. зовнішній поверхні переднього та заднього клинів Конструктивно центроплан 2 літака в його пе(у районі початку входу та, відповідно, виходу) редній частині містить додатково відсік 54 для виконаний з плавним сполученням до поверхні встановлення різноманітного обладнання, наприцентроплана 2 у районі початку входу/виходу. клад, розвідувального обладнання (див. Фіг.2-3). Стик вертикально розміщеної бічної стінки (позиції Відсік 54 виконаний прямокутної форми на виді 37 і 41) та нахиленої панелі (верхньої - 33, 35 та 39 зверху (див. Фіг.3) і спереду (див. Фіг.2), і має техі нижньої - 34, 36 та 40) виконано під явно вираженологічні отвори для поєднання із корпусом кришним кутом, близьким до прямого (як варіант конс 19 13409 20 труктивного виконання) (див. Фіг.28-29). Зазначене го апарату «літаюче крило», який заявляється, розташування пласких панелей (верхньої - 33, 35 і розміщений руль висоти 22 (див. Фіг.1, Фіг.3, Фіг.6 нижньої - 34, 36) утворює умови безвідривного та Фіг.23), який закріплено по торцях 47 (напривходу повітря в канал 8 і підведення його до лопаклад, на силових кронштейнах 58), та зв'язано з стей 26 гвинта двигуна 24. Таке розташування апаратурою керування (позиція 57) літаком. Руль пласких панелей (позиції 33-36 та 39-40), коли ківисоти 22 (орган поздовжньої керованості польолькість рельєфних деталей є мінімальною, зментом літака) конструктивно розташований в задній шує вірогідність створення турбулентного потоку частині корпуса 1 літака осесиметрично поздовжна вході в кільцевий обтічник 27 лопастей 26 гвинньої осі 7 літака, двигуна 24 та центроплана 2 та силової установки 5, а також підвищує якість (див. Фіг.1 та Фіг.6). Руль висоти 22 виконано клипотоку повітря, що подається на лопаті 26 гвинта ноподібної форми у поперечному перерізі (див. силової установки 5. Фіг.30). В плані руль висоти 22 виконано прямокуКонструктивно між відсіком 54 для розміщення тної форми із якимось закругленням загостреної апаратури і задньою частиною центроплана 2 розадньої частини 53 у бік його поздовжньої осі сизміщено послідовно паливні баки 55 і двигун 24 метрії (див. Фіг.6 та Фіг.23). Довжина L1 передньої силової установки 5 (див. Фіг.2-3), вихідний вал 25 частини 51 руля висоти 22, що примикає до ценякого проходить усередині центроплана 2 (по його троплана 2, виконана не менше, ніж в втричі більпоздовжній осі 7) і виходить в місці з'єднання між шою, чим довжина z бортової нервюри 47 зазнасобою на клин пласких поверхонь (позиції 33-36), ченого руля висоти 22 (органу поздовжньої що утворюють канал 8, який підводить повітря до керованості польотом літака) (див. Фіг.23 та лопастей 26 гвинта двигуна 24 (в зазначено клині Фіг.30). Кривизна задньої частини руля висоти 22 9 кінець вала 25 встановлено в опорі 43) (див. (з радіусом R) є перехідною в бічні обводи задньої Фіг.2 та Фіг.9). На вихідному валу 25 закріплено частини центроплана 2 літака в районі встановп'ять лопастей 26 гвинта двигуна 24 (як варіант лення кілів вертикального оперення 20 (див. конструктивного виконання) (див. Фіг.8). Лопаті 26 Фіг.23). Верхня та нижня поверхні руля висоти 22 є гвинта закриті циліндричною оболонкою 27 (що перехідними, відповідно, у верхню та нижню повевиконана у вигляді кільцевого крила) (див. Фіг.8-9), рхні задньої частини центроплана 2, при цьому яка в поперечному перерізі має форму класичного кожна з поверхонь руля висоти 22 є продовженням аеродинамічного дозвукового профілю (див. Фіг.9). поверхні центроплана 2 в своїй площині (за винятЦиліндрична оболонка 27 з боків закріплена до ком місця каналу 9 проходу повітря від лопастей внутрішніх поверхонь каналу (позиції 8 і 9), що 26 гвинта двигуна 24) (див. Фіг.30). створений у центральній частині центроплана 2 Конструктивно руль висоти 22 розташовується (див. Фіг.2-3, Фіг.8-9 та Фіг.14). в зоні напірного повітряного потоку від гвинтокільКонструктивно вихідний вал 25 двигуна 24, до цевого двигуна 24 силової установки 5, що вихоякого закріплені лопаті 26 гвинта, другим кінцем дить з кільцевого сопла (циліндричної оболонки закріплений в опорі 43, яка конструктивно встано27) і переходить в плаский канал 9, виконуючи при влена у клині, що створений задніми поздовжніми цьому роль дефлектора, що управляє вектором пласкими панелями 39 і 40 каналу 9 (див. Фіг.2 та повітряного потоку (див. Фіг.31). Закінцівка ценФіг.9). Зверху вал 25 закритий циліндричним обтітроплана разом із рулем висоти 22 (закріпленим чником - захисним кожухом 28 (див. Фіг.1-2). на центроплані 2) створює екранний ефект за раКонструктивно циліндрична оболонка 27 (що хунок повороту вверх чи униз потоку повітря від виконана у вигляді кільцевого крила) виконана за лопастей 26 гвинта двигуна 24. Даний захід забездіаметром D, який або дорівнює максимальному печує збільшення підіймальної аеродинамічної міделю М (товщині) центроплана (див. Фіг.14), або сили крила (при нахилі руля висоти 22 вниз) і скоменше його (див. Фіг.18), або більше (див. Фіг.17). рочення довжини розбігу (при нахилі руля висоти Розташування циліндричної оболонки 27 за сере22 вверх). диною центроплана 2, де його мідель М менше Конструктивно кілі вертикального оперення 20 діаметра D зазначеної циліндричної оболонки 27, розташовані в задній частині центроплана 2 в рата центроплан 2 сходиться на клин, призводить до йоні кільцевого обтічника (циліндричної оболонки того, що верхня частина циліндричної оболонки 27 27) гвинтів двигуна 24 (див. Фіг.1-3, Фіг.6-7, Фіг.10виступає над верхньою поверхнею корпуса 1, а 12 та Фіг.15). Кілі (позиція 20) встановлено під кунижня частина - виходить за обводи нижньої поветом розвалу, який знаходиться в діапазоні від 0 рхні корпуса 1 (див. Фіг.17). Таке виступання часдо 90 відносно вертикальної осі 38 літака (див. тин циліндричної оболонки 27 за межи корпуса 1 Фіг.7) (оптимальний кут розвалу =20 ). Кілі вертилітака, особливо нижньої її частини, створює некального оперення 20 виконано стріловидної форобхідні умови засмоктування повітря на лопаті 26 ми в плані з розташуванням рульової поверхні гвинта. Зазначені елементи створюють поліпшені (руля напрямку 21) по всій довжині кіля 20 (див. умови експлуатації та ремонту складових частин Фіг.15). Площина рульової поверхні (руля напрямсилової установки 5 (двигуна 24) літака, який заяку 21) кіля 20 виконана за розміром не менше вляється. Крім того, таке розміщення гвинтокільплощини нерухомої частини кіля 20. Передня кроцевого рушія (двигуна 24 з лопастями 26 гвинта і мка 48 нерухомої частини кіля 20 розташована під циліндричної оболонки 27 – див. Фіг. 8-9) відносно кутом не менше 45 відносно поздовжньої осі 7 задньої частини центроплана 2 різко зменшує ралітака (в діапазоні від 0 до 90 ) (див. Фіг.2 та діолокаційну і акустичну помітність літака. Фіг.15). Задня кромка 49 руля напрямку 21 виконаКонструктивно в задній частині корпусу ценна під кутом не менше 25 відносно поздовжньої троплана 2 багатоцільового безпілотного літальноосі літака (в діапазоні від 0 до 90 ) (див. Фіг.2 та 21 13409 22 Фіг.15). Верхня частина 50 кіля 20 виконана або розвідки у обладнання 57. Після внесення даних прямою і паралельною поздовжній осі 7 літака до обладнання 57, відсік 54 закривають кришкою (див. Фіг.2 та Фіг.15), або прямою, але під нахилом 56 і герметизують його. (під кутом до поздовжній осі 7 літака (див. Фіг.21Далі заправляють паливом паливні баки 55, 22), або будь якої іншої форми в плані (див. що знаходиться за відсіком 54 в центроплані 2 Фіг.32). На закінцівці руля напрямку 21 виконаний літака (див. Фіг.2-3). протифлатерний вантаж 44 у вигляді виступаючої Після виконання вищезазначених операцій ліу напрямку польоту поверхні з вантажем (див. так є готовим до польоту. Фіг.15). Профіль кіля 20 (з рулем напрямку 21) Зліт літака провадиться аналогічно прототипу. виконаний симетричним (див. Фіг.33). При цьому стійки шасі 10 і 11 знаходяться у випуКонструктивно кілі вертикального оперення 20 щеному положенні. При взльоті (по команді на встановлені відносно вертикальної осі 38 літака з відповідне обладнання 57) руль висоти 22 встановлюють в положення, коли його задня кромка 53 кутом розвалу не менше 20 (в діапазоні від 0 до буде піднята вверх відносно осі повороту 60 (див. 90 ) (див. Фіг.7). Основа кожного з кілів 20 закріпФіг.23 і Фіг.30). Елерони 20 знаходяться в нейтралена паралельно поздовжньої осі 7 літака, напряльному положенні. Рулі напрямку 21 вертикальному потоку від гвинтів двигуна і торцевої частини 52 го оперення також знаходяться в нейтральному задньої рульової поверхні - руля висоти 22 (див. положенні (уздовж нерухомої частини кіля 20). Фіг.3, Фіг.6 та Фіг.23). При такому розташуванні Далі (по команді на відповідне обладнання 57) кілів 20 (як показано на Фіг.6 та Фіг.23) внутрішні запускається силова установка 5, при цьому двиповерхні кіля 20 утворюють між собою аеродинагун 24 починає працювати і передає обертовий мічний канал, при цьому їх поверхні обтікаються момент до лопастей 26 гвинта за допомогою вихінерозривним повітряним потоком, що створюється дного вала 25 (кінцева частина якого закріплена в п'ятилопастним (позиція 26) гвинтом двигуна 24 опорі 43, що розміщена в клині, який утворено (див. Фіг.31). Кілі 20 вертикального оперення встапласкими панелями 39 і 40 каналу 9 для відведенновлені в площині задньої кромки циліндричного ня повітря від силової установки 5) (див. Фіг.8-9). обтічника 27 лопастей 26 гвинта і знаходяться в При запуску двигуна 24 силової установки 5 шасі напірному потоці повітря (див. Фіг.31). Згідно з цим 10 утримується за допомогою гальм. рулі напрямку 21 кілів 20 забезпечують безпосеПри виході двигуна 24 силової установки 5 на реднє керування вектором тяги гвинтамаксимальні оберти, лопаті 26 гвинта почнут завентилятора і поліпшення маневреності літака у смоктувати повітря в канал 8 для підведення повігоризонтальній площині, що відсутнє у літака, який тря до силової установки 5 через канал повітрозаобрано за прототип. бірника 6. Пройшовши канал повітрозабірника 6 Таке конструктивне розташування кілів 20 від(що створений пласкими панелями 33 і 34) і далі носно лопастей 26 гвинта і руля висоти 22 забезканал 8 для підведення повітря до силової устанопечує можливість керування вектором тяги гвинта вки 5 (що створений пласкими панелями 35 і 36) як у горизонтальній та вертикальній площинах поток повітря попадає в циліндричну оболонку 27, окремо, так і водночас в обох площинах. яка закриває лопаті 26 гвинта силової установки 5 Використання горизонтального оперення у ви(див. Фіг.8-9). За допомогою гвинта силової устагляді руля висоти 22 збільшеної площини дозвоновки 5 напірний потік повітря з циліндричної оболяє збільшити аеродинамічну ефективність опелонки 27 з великою силою та швидкістю відкидарення, поліпшити протифлатерні характеристики, і ється в канал 9 для відведення повітря від силової виключає вагове балансування руля висоти 22. установки 5 (що створений пласкими панелями 39 Одночасне сполучення на літаку руля висоти 22 і 40) (див. Фіг.12). Обтікаючи клин каналу 9 для великої площини, силової установки 5 у виді гвинвідведення повітря від силової установки 5 (що та-вентилятора, контуру обдування з пласким сопстворений пласкими панелями 39 і 40) напірний лом (канал 9) для обдування центроплана 2 і руля потік повітря потрапляє до задньої частини ценвисоти 22 (див. Фіг.23), збільшує загальну несучу троплана 2 і далі на руль висоти 22. Потік повітря, спроможність літака, призводить до раціонального що видувається з каналу, додатково притискаєтьвикористання несучих поверхонь (позиції 3, 4 та ся до верхньої поверхні центроплана 2 і руля ви23, включаючи нижню площину центроплана 2) на соти 22. При цьому напірний потік повітря прохорізних режимах польоту, їх максимальній ваговій дить між кілями вертикального оперення 20, віддачі. Дані конструктивні заходи дозволяють обтікая їх внутрішню поверхню (див. Фіг.31). поліпшити маневрені характеристики літака, підЗбільшення швидкості напірного потоку побвищити аеродинамічну якість і знизити витрати лизу верхньої поверхні руля висоти 22 приводить палива. Застосування всіх перерахованих вище до поліпшення умов обтікання останнього і дозвоконструктивних доробок (у порівнянні з прототиляє тим самим затримати відрив потоку при велипом) дозволить зробити літак більш ефективним і ких кутах відхилення руля висоти 22. Одночасно з високоманевреним. цим на верхній поверхні руля висоти 22 проваБагатоцільовий безпілотний літальний апарат диться здув прикордонного шару, що також дозво«літаюче крило», який заявляється, експлуатуєтьляє забезпечити практично безвідривне обтікання ся таким чином. зазначеної рульової поверхні. Рульові поверхні Попередньо готують до польоту розвідувальне (позиція 21) кіля 20 при цьому знаходяться в одта інше обладнання 57, що знаходиться у відсіку ному із вищевказаних положень, забезпечуючи 54 (який розміщено в передній частині центроплапідвищення ефективності подовжнього керування на 2). Для цього знімають кришку 56 зазначеного літаком на злітних режимах. відсіку 54 і вносять дані щодо польоту і об'єкту 23 13409 24 Напірний потік повітря від гвинта силової устамальної сили крила і скорочення при цьому довновки 5 з великою силою відкидається за межи жини пробігу. літака, попадаючи при цьому на відхилений вверх Одночасне сполучення на багатоцільовому руль висоти 22. безпілотному літальному апараті «літаюче крило» При подачі команди на відповідне обладнання, силової установки у виді гвинта-вентилятора для що знаходиться у відсіку 54 (який розміщено в пеобдування задньої частини центроплана 2, руля редній частині центроплана 2), відпускаються гависоти 22 і рулів напрямку 21 кілів вертикального льма шасі 10 і літак починає розбіг. При досягненні оперення, збільшує загальну несучу спроможність швидкості відриву по команді на відповідне обладкорпуса літака, призводить до раціонального винання 57, що знаходиться у відсіку 54, літак піднікористання несучих поверхонь на різних режимах має передню стійку 11 шасі і здійснює відрив від польоту, їх максимальній ваговій віддачі. Дані злітно-посадочної смуги с наступним набором виконструктивні заходи дозволяють поліпшити манесоти. врені характеристики літака, підвищити аеродинаПри досягненні визначеної висоти від відповімічну якість і знизити витрати палива. дного обладнання 57 проходить команда на вбиЗастосування всіх перерахованих вище консрання стійок шасі 10 і 11. Зазначені стійки шасі труктивних доробок (у порівнянні з прототипом) вбираються в ніши 59 шасі, яки закриваються студозволить зробити літак більш ефективним і висолками (як варіант конструктивного виконання). команевровим. При виході в горизонтальний (крейсерський) Підвищення ефективності застосування багарежим польоту руль висоти 22 (по команді на відтоцільового безпілотного літального апарату «ліповідне обладнання 57) переставляється в нейттаюче крило», у порівнянні з прототипом, досягаральне положення (провертаючись по осі 60 в сиється за рахунок розміщення вертикального ловому кронштейні 58 -див. Фіг.23 і Фіг.30). оперення і руля висоти в напірному потоці, що Для здійснення маневрування літака задіють створюється гвинтом, розміщеним у циліндричній рульові поверхні: елерони 12, рулі напрямку 21 оболонці, яка знаходиться, у свою чергу, в напір(кілів вертикального оперення 20) і вищезазначеному каналі для підведення повітря до силової ний руль висоти 22. Кілі вертикального оперення установки. Підвищення ефективності застосування 20 конструктивно наближені до гвинтабагатоцільового безпілотного літального апарату вентилятора 26 і знаходяться в напірному потоку «літаюче крило», у порівнянні з прототипом, досяповітря, що забезпечує безпосереднє керування гається і за рахунок розміщення елеронів на збівектором тяги гвинта-вентилятора 26 і поліпшення льшеному плечі відносно поздовжньої осі літака. маневреності літака у вертикальній і горизонтальПідвищення ефективності застосування багатоціній площинах шляхом відхилення рулів напрямку льового безпілотного літального апарату «літаюче 21 кілів 20 (див. Фіг.15). крило», у порівнянні з прототипом, досягається Реалізація зазначеної аеродинамічної схеми також і за рахунок здійснення поздовжнього керулітака, що заявляється, створює можливість розвання за допомогою руля висоти, розміщеного в ширення діапазону подовжнього балансування задній частині центроплана і виконаного у вигляді літака на перехідних режимах польоту. Спільне «хвоста бобра», стабільності по курсу за допомовикористання в горизонтальному польоті обох ругою двокільового вертикального оперення з помірльових поверхонь (позиція 21 і позиція 22) дозвоною стріловідністю, управління по курсу за дополить збільшити аеродинамічну ефективність горимогою рулів напрямку, розміщених на кілях зонтального оперення в цілому, при цьому вертикального оперення. Також підвищення ефекполіпшуються протифлатерні характеристики. тивності застосування багатоцільового безпілотноНад об'єктом розвідки включається розвідуваго літального апарату «літаюче крило», у порівльна апаратура (позиція 57) і виконується розвіднянні з прототипом, досягається за рахунок ка, наприклад, фотографування. забезпечення стійкості по крену формою крила в Далі за допомогою елеронів 12, рулів напрямплані і кінцевими аеродинамічними поверхнями , ку 21 (кілів вертикального оперення) і вищезазнаякі виконано з позитивним поперечним «V». ченого руля висоти 23 здійснюють розворот літака Джерела інформації: на зворотній курс. У польоті зміна напрямку пря1. О.Л.Лемко. Научное издание «Летающие мування літака по осі Х (поздовжній осі 7) здійснюкрылья» История и возможные пути развития. Реється роботою руля напрямку 21 кіля 20. дакционно-издательский отдел ДИПО ИПР, Киев: Політ від цілі розвідки на базовий аеродром 2002, стор. 7-8. здійснюють в зворотній послідовності. При посадці 2. Nickel К., Wohlfahrt M. // Schwanzlose руль висоти 22 встановлюються на посадковий кут Flugzeuge. Birkhäuser Verlag. Basel-Boston-Berlin. (відхиляючись вниз). При перестановці руля висо1990/ P. 616. Мотопланер Но.-2М - аналог. ти 22 у положення, що забезпечує безвідривне 3. Global Defence Review LTD 1998: // 1998 його обтікання, за рахунок організованого обтіканAirbone reconnaissance a vision for the 21st century. ня шляхом притискання потоку до тангенціальної P. 53-57 «Ударно-розведывательный беспилотный поверхні руля висоти 22, велика частина зазначелетательный аппарат схемы «летающее крыло» ного руля висоти 22 обтікається ламінарним потоUCAV корпорации "Northrop - Grumman" - аналог. ком. 4. Flugzeuge Der Welt 2002. Verlag Neu Zuricher Дані заходи дозволяють підвищити ефективZeitung. P. 254-255. Многоцелевой беспилотный ність горизонтального оперення на посадкових летательный аппарат «летающее крыло» - проторежимах польоту, забезпечують збільшення піднітип. 25 13409 26 27 13409 28 29 13409 30 31 Комп’ютерна верстка А. Крижанівський 13409 Підписне 32 Тираж 26 прим. Міністерство освіти і науки України Державний департамент інтелектуальної власності, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601