Пілон-синхронізатор дроня

Пристрій для винесення цільових елементів літального апарата в набігаючий потік, наприклад датчиків для вимірювання параметрів набігаючого потоку, що включає конструктивні елементи, виступаючі у набігаючий потік, наприклад штангу або стійку, який відрізняється тим, що виконаний у вигляді встановленої на літальному апараті Vподібної симетричної крилової поверхні, що має відносно нього дві взаємно перпендикулярні осі обертання, одна з яких паралельна поздовжній осі літального апарата. (19) (21) a200714134 (22) 17.12.2007 (24) 10.09.2009 (46) 10.09.2009, Бюл.№ 17, 2009 р. (72) ДРОНЬ МИКОЛА МИХАЙЛОВИЧ (73) ДНІПРОПЕТРОВСЬКИЙ НАЦІОНАЛЬНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ІМЕНІ ОЛЕСЯ ГОНЧАРА (56) SU, 267937, G01B, 02.04.1970 SU, 979925, G01L19/00, 07.12.1982 RU, 2157980, G01L15/00, 20.10.2000 GB, 1317679, 23.05.1973 GB, 764206, 19.12.1956 US, 2554634, 16.12.1947 3 тивності дії при маневрах літального апарату у всьому експлуатаційному діапазоні кутів атаки і ковзання. Задача вирішується тим, що пристрій, який включає конструктивні елементи, виступаючі у набігаючий потік, виконані у вигляді встановленої на літальному апараті V-подібної симетричної крилової поверхні, що має відносно нього дві взаємно перпендикулярні осі обертання, одна з яких паралельна його поздовжній осі. Суть винаходу продемонстрована на кресленнях. На Фіг.1 зображено пристрій, розміщений на корпусі літального апарату, на Фіг.2 показано відхилення крилової поверхні в набігаючому повітряному потоці, на Фіг.3 (вид в напрямку повздовжньої осі ЛА) пояснюється виникнення моменту крену, під дією якого досягається задана орієнтація в потоці. Заявлений винахід реалізується наступним чином. На Фіг.1 показано корпус ЛА 1, на якому встановлено пристрій для винесення цільових елементів з літального апарату, на виступаючому елементі конструкції 2, наприклад штанзі чи стійці. Можливий також варіант, коли достатньо щоб цей пристрій закріплювався безпосередньо на корпусі ЛА. Пристрій виконано у вигляді V-подібної симетричної крилової поверхні 3, встановленої на двох осях обертання 4 і 5, що забезпечує дві ступені свободи в обертальному русі відносно ЛА. Вісь обертання 4 співпадає з повздовжньою віссю ЛА, або паралельна їй, якщо необхідно змістити від поздовжньої осі, наприклад, на крило літака чи іншого ЛА. Вісь 5 перпендикулярна осі 4. В районі кінцевої хорди крилової поверхні симетрично розміщені цільові елементи 6, наприклад, датчики тиску чи числа Маха набігаючого потоку. Вісі обертання забезпечують поворот крилової поверхні 3 відносно ЛА при його відхиленні від вектора швидкості V його центра мас таким чином, що площина симетрії цієї поверхні буде займати положення в площині підйомної сили подібно двоступеневому флюгеру. На Фіг.2 показано відхилення відносно осі 4 при наявності просторового кута атаки aп. На Фіг.3 показано обертання крилової поверхні відносно осі 5, яка співпадає з поздовжньою віссю ЛА. Це обертання обумовлене дією 88128 4 моменту крена Мкр. Цей момент виникає внаслідок навскісного обтікання крилової поверхні набігаючим повітряним потоком, коли площина симетрії Vподібної крилової поверхні відхилена від площини підйомної сили - площини нормальної складової вектора швидкості Vn. Момент Мкр, величина якого пропорційна куту відхилення jп, повертає крилову поверхню з будь-якого положення, показаного штриховими лініями, до положення, коли jп дорівнює нулю. (Лебедев А.А., Чернобровкин Л.С. Динамика полета М.: Машиностроение, 1973, гл. Момент крена). Дякуючи такому пристрою цільові елементи 6 будуть направлені на вектор швидкості при любих відхиленнях ЛА, який здійснюватиме маневрування. Буде відсутня похибка вимірювання, яка неминуча, коли осі цільових елементів не співпадають з напрямком набігаючого потоку, і яка збільшується зі збільшенням відхилення. Таким чином вирішена задача розробки пристрою для винесення цільових елементів (датчиків, зондів тощо) літального апарату в набігаючий потік для мінімізації похибок в їх роботі, підвищується точність їх дії при здійсненні обертання ЛА у всьому експлуатаційному діапазоні маневрування. Джерела інформації 1. Боднер В.А. Приборы первичной информации М.: Машиностроение, 1981.-344с. 2. Петунин А.Н. Методы и техника измерений параметров газового потока. -М.: Машиностроение, 1972. - 242с. 3. Горлин М.И., Слезингер И.И. Азромеханические измерения. - М.: Наука, 1964.-720с. 4. Патент 4304137, США. Датчик статического давлення, 1979. 5. Патент 2001386, Великобритания. Шарнирное устройство для определения параметров потока, 1978. 6. Патент 1317679, Великобритания. Зонд для измерения полного давления, 19781. 7. Патент 4378696, США. Датчик тиску для визначення повітряної швидкості і кута атаки, 1981. 8. Патент 2157980. Россия. Фюзеляжный приемник воздушного давления со стойкой, 2000. 9. Приемник полного давления ППД - 11. Рекламный проспект ОАО «Аэроприбор - Восход», Москва, 2005. 5 Комп’ютерна верстка Л.Литвиненко 88128 6 Підписне Тираж 28 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