Безпілотний літальний апарат

1. Безпілотний літальний апарат, що має транспортно-пусковий контейнер, стартовий пристрій, C2 2 (19) 1 3 об'єктах, таких як бронетранспортери, автомобілі та інші об'єкти. Поставлена задача вирішується тим, що безпілотний літальний апарат, який розташований у транспортно-пусковому контейнері, має корпус з встановленою в ньому апаратурою керування, збору і передачі інформації, розкладні передні і задні крила та стабілізатори, оснащено стартовим двигуном, який встановлений в хвостовій частині безпілотного літального апарата і з'єднаний з ним стикувальним пристроєм, що має механізм відокремлення стартового двигуна з датчиком відокремлення. Аеродинамічні органи керування елевони, розташовані лише на передніх крилах. Передні розкривні крила мають проміжне фіксоване положення з кутом стріловидності на ділянці польоту зі стартовим двигуном 55°- 40°, а після відокремлення стартового двигуна кути стріловидності переднього і заднього крил знаходяться в діапазоні від мінус 5° до 5°. При цьому передні крила мають пружинний механізм розкривання з електромагнітним фіксатором проміжного положення та пристрій синхронізації, виконаний, наприклад, у вигляді двох циліндричних зубчатих шестерень, що знаходяться в зачепленні і з'єднані кожна зі своєю консоллю крила, а електромагнітний фіксатор проміжного положення електрично з'єднаний з датчиком відокремлення стартового двигуна. На фігурі 1 зображено безпілотний літальний апарат 1 зі складеними передніми крилами 2 і задніми крилами 3, стабілізаторами 4, розташований разом зі стартовим двигуном 5 в транспортнопусковому контейнері 6. На фігурі 2 показана конфігурація безпілотного літального апарата зі стартовим двигуном після старту. На фігурі 3 зображено безпілотний літальний апарат після відокремлення стартового двигуна. На фігурі 4 показані графіки залежності коефіцієнта повздовжнього моменту безпілотного літального апарата від кута атаки в конфігурації з фіксованим проміжним кутом стріловидності переднього крила і стартовим двигуном (крива 1) та в конфігурації з повністю розкритим переднім крилом після відокремлення стартового двигуна (крива 2) при числі Маха М=0,6, а також для порівняння - в конфігурації з повністю розкритими передніми крилами і стартовим двигуном (крива 3).З графіків фігури 4 видно, що  конфігурація, що відповідає кривій 3 аеродинамічно не стійка ( m   0 ), a конфігурації згідно з запропонованим z винаходом (криві 1,2) аеродинамічно стійкі ( m   0 ). z На фігурі 5 показані графіки залежності коефіцієнта аеродинамічного опору безпілотного літального апарата від кута атаки для конфігурації з фіксованим проміжним кутом стріловидності переднього крила 45° (крива 1) і повністю розкритим переднім крилом (крива 2) при числі Маха М=0,6, до якого здійснюється розгін стартовим двигуном. 97600 4 З цих графіків видно, що конфігурація з проміжним положенням крила (крива 1) має менший аеродинамічний опір. Безпілотний літальний апарат функціонує наступним чином. В транспортному стані безпілотний літальний апарат зі стартовим двигуном знаходиться в транспортно-пусковому контейнері (фіг.1). При цьому передні і задні крила, а також стабілізатори і гвинт маршового двигуна складені вздовж корпуса. Після отримання команди на пуск спрацьовує стартовий двигун, під дією сили тяги якого безпілотний літальний апарат виходить з транспортнопускового контейнера. Після цього розкриваються повністю задні крила і стабілізатори, а передні крила, які мають пружинний механізм розкривання з електромагнітним фіксатором проміжного положення, розкриваються не повністю, а лише на кут 35°-50°, що відповідає куту стріловидності 55°-40°, як показано на фігурі 2. Така конфігурація забезпечую достатню аеродинамічну стійкість (крива 2 фіг.4) та зменшує аеродинамічний опір безпілотного літального апарата, як показано на фіг.4 (крива 2) в конфігурації зі стартовим двигуном за рахунок більшого кута стріловидності передніх крил і відповідного зміщення назад точки прикладання піднімальної сили передніх крил. Після закінчення роботи стартового двигуна спрацьовує механізм відокремлення і датчик відокремлення стартового двигуна, що подає електричний сигнал на електромагнітний фіксатор проміжного положення, який знімає фіксацію крила. Стартовий двигун відокремлюється від безпілотного літального апарата, внаслідок чого його центр мас зміщується вперед. В цей же час під дією пружинного механізму переднє крило розкривається повністю. При цьому зміщується вперед точка прикладання піднімальної сили передніх крил, забезпечуючи необхідний запас статичної стійкості безпілотного літального апарата на ділянці польоту без стартового двигуна (фіг.4 крива 2). Таким чином, зміщення центру мас безпілотного літального апарата компенсується зміщенням точки прикладання аеродинамічних сил (центра тиску) і забезпечуються необхідні льотно-технічні характеристики як на частині траєкторії зі стартовим двигуном, так і після його відокремлення. При цьому стартовий двигун забезпечує пуск з транспортно-пускового контейнера, швидкий розгін і доставку безпілотного літального апарата в заданий район. Після відокремлення стартового двигуна, запускається маршовий двигун і безпілотний літальний апарат здійснює політ в заданому районі за заданим маршрутом. Промислова придатність запропонованого безпілотного літального апарата підтверджена виготовленими макетами та успішним початком їх льотних випробувань. Джерела інформації: 1. www.airwar.ru/eue/bpla/birdeye400.html. 2. www.baesystems.com. 5 97600 6 7 97600 8 Комп’ютерна верстка Л. Ціхановська Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601