RU2702261C2

RU2702261C2 - Unmanned aerial vehicle

Info

Publication number: RU2702261C2
Application number: RU2018109347A
Authority: RU
Inventors: Анатолий Петрович Мищенко; Марк Абрамович Ружинский; Юрий Николаевич Семененко; Михаил Александрович Усачёв; Леонид Александрович Чернов
Priority date: 2018-03-16
Filing date: 2018-03-16
Publication date: 2019-10-07
Also published as: RU2018109347A3; RU2018109347A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to unmanned aerial vehicles (UAVs). UAV comprises assemblies for fixation on carrier launcher carrier along fuselage, system for stabilization of its position and control in autonomous flight, payload and acceleration engine, in addition, is equipped with pulse jet engines to create a rotation pulse around the horizontal axis passing through the center of gravity of the drone, and compensation for this rotation pulse.

EFFECT: reduced probability of aircraft carrier damage at failure of UAV control system or its accelerating propulsion unit.

1 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к беспилотным летательным аппаратам (БПЛА), транспортируемым другими летательными аппаратами и отделяемым в полете для выведения на высотную траекторию полета.The invention relates to unmanned aerial vehicles (UAVs), transported by other aircraft and separated in flight for display on a high-altitude flight path.

Известен БПЛА ("Пегас 11", И. Лисов, "Гляжусь в циклон, как в зеркало …", журнал "Новости космонавтики", 2017 г., №02 (409), стр. 29), приятый за прототип, содержащий узлы для крепления на пусковое устройство вдоль фюзеляжа самолета-носителя, систему управления в автономном полете, полезную нагрузку, крыло, хвостовое оперение и три разгонных ступени (разгонную двигательную установку) с реактивными двигателями твердого топлива (РДТТ). Пусковое устройство самолета-носителя содержит гидросистему сброса БПЛА. После отделения от пускового устройства самолета-носителя БПЛА продолжает полет вблизи самолета-носителя, с частичной потерей скорости и высоты полета, поэтому для безопасности самолета-носителя, после стабилизации положения БПЛА в автономном полете системой управления и запуска его РДТТ, система управления БПЛА обеспечивает его полет под фюзеляжем самолета-носителя, под действием тяги РДТТ БПЛА летит с ускорением, обгоняя самолет-носитель, а после обгона система управления обеспечивает увеличение угла тангажа БПЛА и набор высоты его полета, превышающей высоту полета самолета-носителя.The UAV is known (Pegasus 11, I. Lisov, “I look at the cyclone, like in a mirror ...”, the journal “Cosmonautics News”, 2017, No. 02 (409), p. 29), which is pleasant for a prototype containing nodes for mounting on a launcher along the fuselage of a carrier aircraft, an autonomous flight control system, payload, wing, tail unit and three booster stages (booster propulsion system) with solid propellant rocket engines (RDTT). The launcher of the carrier aircraft contains a hydraulic UAV dump system. After separation from the launcher of the carrier aircraft, the UAV continues to fly near the carrier aircraft, with a partial loss of speed and altitude, therefore, for the safety of the carrier aircraft, after the UAV is stabilized in autonomous flight by the control system and its solid propellant rocket launch, the UAV control system provides it the flight under the fuselage of the carrier aircraft, under the influence of the propulsion of the solid propellant rocket propelled aircraft, the UAV flies with acceleration, overtaking the carrier aircraft, and after overtaking the control system provides an increase in the pitch angle of the UAV and its climb flight exceeding the flight altitude of the carrier aircraft.

Существенными признаками прототипа, совпадающими с признаками предлагаемого устройства являются следующие: беспилотный летательный аппарат, содержащий узлы для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, систему управления его положением в автономном полете, полезную нагрузку и разгонную двигательную установку.The essential features of the prototype, which coincide with the features of the proposed device, are as follows: an unmanned aerial vehicle containing units for mounting on a launch device of a carrier aircraft along the fuselage, a system for controlling its position in autonomous flight, a payload and an accelerating propulsion system.

Известный БПЛА обеспечивает высотную траекторию полета при наличии участка параллельного полета БПЛА и самолета-носителя, с небольшой разницей по высоте, на котором БПЛА обгоняет самолет-носитель, и участком, на котором БПЛА совершает маневр перед самолетом-носителем по набору высоты полета, при этом расстояние между самолетом-носителем и БПЛА, на начальном участке набора его высоты полета, уменьшается. Параллельный полет БПЛА и самолета-носителя с небольшой разницей по высоте и набор высоты полета БПЛА перед самолетом-носителем увеличивают время нахождения БПЛА вблизи самолета-носителя, вследствие чего увеличивается вероятность повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки.The known UAV provides a high-altitude flight path in the presence of a parallel flight section of the UAV and the carrier aircraft, with a small difference in height at which the UAV overtakes the carrier aircraft and the section where the UAV maneuvers in front of the carrier aircraft by gaining flight altitude, while the distance between the carrier aircraft and the UAV, in the initial section of the set of its flight altitude, decreases. Parallel flight of a UAV and a carrier aircraft with a small difference in height and a climb to the UAV in front of the carrier aircraft increase the time the UAV is in the vicinity of the carrier aircraft, which increases the likelihood of damage to the carrier aircraft in the event of a malfunction of the UAV control system or its accelerating propulsion system.

Техническим результатом, на решение которого направлено изобретение, является уменьшение вероятности повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки.The technical result, the solution of which the invention is directed, is to reduce the likelihood of damage to the carrier aircraft in case of a malfunction of the UAV control system or its accelerating propulsion system.

Для решения поставленной задачи предлагаемый беспилотный летательный аппарат, содержащий узлы для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, систему управления его положением в автономном полете, полезную нагрузку и разгонную двигательную установку, снабжен импульсными реактивными двигателями, создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, с увеличением угла тангажа, и компенсации этого импульса вращения.To solve this problem, the proposed unmanned aerial vehicle, containing nodes for mounting on the launcher of the carrier aircraft along the fuselage, a system for controlling its position in autonomous flight, a payload and an accelerating propulsion system, is equipped with pulse jet engines, creating a rotation pulse around the transverse axis passing through the center of gravity of an unmanned aerial vehicle, with an increase in pitch angle, and compensation of this rotation impulse.

Отличительными признаками предлагаемого беспилотного летательного аппарата является то, что беспилотный летательный аппарат снабжен импульсными реактивными двигателями, создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, с увеличением угла тангажа, и компенсации этого импульса вращения.Distinctive features of the proposed unmanned aerial vehicle is that the unmanned aerial vehicle is equipped with pulsed jet engines, creating a pulse of rotation around the transverse axis passing through the center of gravity of the unmanned aerial vehicle, with an increase in pitch angle, and compensation of this rotation impulse.

Благодаря наличию указанных отличительных признаков в совокупности с известными, достигается: уменьшается вероятность повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА или его разгонной двигательной установки; уменьшение времени выведения и запаса топлива, необходимого для работы разгонной двигательной установки.Due to the presence of these distinctive features in combination with the known, the following is achieved: the probability of damage to the carrier aircraft is reduced in case of a malfunction of the UAV control system or its accelerating propulsion system; reduction of the time of removal and fuel supply necessary for the operation of an accelerating propulsion system.

Предложенное техническое решение может найти применение в авиации, например, для запуска спутников связи или мониторинга поверхности, исследовательских аппаратов для изучения космических объектов, потоков космических излучений, состояния верхних слоев атмосферы.The proposed technical solution can be used in aviation, for example, to launch communication satellites or surface monitoring, research vehicles for studying space objects, cosmic radiation fluxes, and the state of the upper atmosphere.

Устройство поясняется чертежами, фиг. 1 и фиг. 2.The device is illustrated by drawings, FIG. 1 and FIG. 2.

На фиг. 1 представлено устройство БПЛА, выводимого на высотную траекторию полета.In FIG. 1 shows a UAV device displayed on a high-altitude flight path.

На фиг. 2 показано положение БПЛА в автономном полете относительно самолета-носителя при включении разгонной двигательной установки БПЛА.In FIG. 2 shows the position of the UAV in autonomous flight relative to the carrier aircraft when the accelerating propulsion system of the UAV is turned on.

Представленный на фиг. 1 и фиг. 2 БПЛА 1 содержит узлы крепления на пусковое устройство 2 самолета-носителя вдоль его фюзеляжа 3, содержащие передний упор 4, замковую нишу 5 для подъема БПЛА 1 и его крепления на пусковом устройстве 2, и задний упор 6, разгонную двигательную установку 7, систему управления его положением в автономном полете, включающую блок 8 управления, сообщенный с устройством 9 стабилизации положения БПЛА 1 после отделения от пускового устройства 2, и с устройством 10 управления положением БПЛА 1 после запуска разгонной двигательной установки 7. БПЛА 1 снабжен полезной нагрузкой 11, импульсным реактивным двигателем 12, для создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр 13 тяжести (ЦТ) БПЛА 1, и импульсным реактивным двигателем 14, для создания импульса компенсации вращения БПЛА 1 вокруг поперечной оси, проходящей через центр 13 тяжести. Пусковое устройство 2 содержит раздвижные элементы 15 для подъема БПЛА 1 и его крепления на пусковом устройстве 2 и выполнено с возможностью отделения БПЛА 1 от самолета-носителя в полете.Presented in FIG. 1 and FIG. 2 UAV 1 contains attachment points to the launcher 2 of the carrier aircraft along its fuselage 3, containing a front stop 4, a lock niche 5 for lifting the UAV 1 and its mount on the launch device 2, and a rear stop 6, an accelerating propulsion system 7, a control system its autonomous flight position, including a control unit 8, in communication with the UAV stabilization device 9 after separation from the launch device 2, and with the UAV 1 position control device 10 after starting the booster engine 7. UAV 1 is equipped with payload 11, a pulsed jet engine 12, to create a pulse of rotation around the transverse axis passing through the center of gravity 13 of the UAV 1, and a pulsed jet engine 14, to create a pulse to compensate for the rotation of the UAV 1 around the transverse axis passing through the center of gravity 13 . The launcher 2 contains sliding elements 15 for lifting the UAV 1 and its mounting on the launcher 2 and is configured to separate the UAV 1 from the carrier aircraft in flight.

Представленное на фиг. 1 и фиг. 2 БПЛА 1 работает следующим образом. Средствами подъема пускового устройства 2 (на чертежах не показаны) БПЛА 1 устанавливается на пусковое устройство 2 до контакта с передним и задним упорами 4 и 6, раздвижные элементы 15 фиксируются в замковой нише 5. Самолет-носитель выполняет полет к месту отцепки с подъемом на высоту отцепки. В месте отцепки расфиксируются раздвижные элементы 15 и БПЛА 1 под действием силы тяжести отделяется от пускового устройства 2. При необходимости, пусковое устройство 2 может содержать устройство отталкивания БПЛА 1 (на чертежах не показано). После отделения БПЛА 1, по команде блока 8 управления задействуется устройство 9, обеспечивая стабилизацию положения БПЛА 1 в автономном полете, при котором импульсный реактивным двигатель 12 располагается в нижней части БПЛА 1, а импульсный реактивный двигатель 14, соответственно, в верхней. В этом положении БПЛА 1 блок 8 управления задействует импульсный реактивный двигатель 12, обеспечивая передачу импульса вращения БПЛА 1 вокруг поперечной оси, проходящей через ЦТ 13. При этом, БПЛА 1 поворачивается против часовой стрелки, увеличивая угол тангажа (наклон к горизонтальной плоскости). В процессе увеличения угла тангажа до необходимого значения 9 (фиг. 2) по сигналам блока 8 управления задействуется импульсный реактивный двигатель 14 компенсации импульса вращения вокруг оси, проходящей через ЦТ 13. Время включения реактивного двигателя 14 определяют расчетом и в процессе разработки БПЛА 1 уточняют при испытаниях, из условия уменьшения угловой скорости вращения БПЛА 1 до значения ~ 0 угловых градусов в секунду, при достижении БПЛА 1 необходимого значения ∂ угла тангажа. К этому моменту времени по сигналу блока 8 управления запускается разгонная двигательная установка 7. Процесс увеличения угла тангажа БПЛА 1 до необходимого значения ∂ осуществляется за время ~ 1 с, и приводит к дополнительному уменьшению горизонтальной составляющей W'_БПЛА скорости БПЛА 1 до значения ~ 80-120 м/с и увеличению расстояния между БПЛА 1 и фюзеляжем 3 до ~ 400 м, при скорости самолета-носителя ~ 270 м/с. При дальнейшем увеличении высоты полета БПЛА 1 под углом 9 тангажа расстояние между БПЛА 1 и фюзеляжем 3 самолета-носителя будет увеличиваться. Таким образом, обеспечивается минимальное время (~ 2 с) полета БПЛА 1 на расстоянии 0-60 м от фюзеляжа 3 самолета-носителя, в отличие от прототипа, где это время больше на время пролета под фюзеляжем 3 самолета-носителя. Малое время нахождения БПЛА 1 вблизи фюзеляжа 3 самолета-носителя уменьшает вероятность повреждения самолета-носителя при неисправности системы управления БПЛА 1 или разгонной двигательной установки 7. Дополнительно, в отличие от прототипа, отсутствие участка параллельного полета БПЛА 1 под фюзеляжем 3 самолета-носителя, при выведении на высотную траекторию полета, обеспечивает уменьшение времени выведения и запаса топлива, необходимого для работы разгонной двигательной установки 7.Presented in FIG. 1 and FIG. 2 UAV 1 operates as follows. By lifting means of the launching device 2 (not shown in the drawings), the UAV 1 is installed on the starting device 2 until it contacts the front and rear stops 4 and 6, the sliding elements 15 are fixed in the locking recess 5. The carrier aircraft flies to the hitch with a rise to a height uncoupling. In the place of uncoupling, the sliding elements 15 and the UAV 1 are released under the action of gravity and are separated from the starting device 2. If necessary, the starting device 2 may include a repulsion device for the UAV 1 (not shown in the drawings). After separation of the UAV 1, at the command of the control unit 8, the device 9 is activated, providing stabilization of the position of the UAV 1 in autonomous flight, in which the pulse jet engine 12 is located in the lower part of the UAV 1, and the pulse jet engine 14, respectively, in the upper one. In this position, the UAV 1 control unit 8 activates a pulsed jet engine 12, providing a pulse of rotation of the UAV 1 around the transverse axis passing through the CT 13. In this case, the UAV 1 rotates counterclockwise, increasing the pitch angle (inclination to the horizontal plane). In the process of increasing the pitch angle to the required value 9 (Fig. 2), the pulsed jet engine 14 compensates for the rotation momentum about the axis passing through the CT 13 according to the signals of the control unit 8. The turn-on time of the jet engine 14 is determined by calculation and during the development of the UAV 1, specify tests, from the condition of reducing the angular velocity of rotation of the UAV 1 to a value of ~ 0 angular degrees per second, when UAV 1 reaches the required value ∂ of the pitch angle. At this point in time, the acceleration propulsion system 7 is started according to the signal of the control unit 8. The process of increasing the pitch angle of the UAV 1 to the required value ∂ takes place in ~ 1 s, and leads to an additional decrease in the horizontal component W 'of the _{UAV of the} speed of the UAV 1 to ~ 80 120 m / s and increase the distance between the UAV 1 and the fuselage 3 to ~ 400 m, with the speed of the carrier aircraft ~ 270 m / s. With a further increase in the flight height of the UAV 1 at an angle of 9 pitch, the distance between the UAV 1 and the fuselage 3 of the carrier aircraft will increase. Thus, the minimum time (~ 2 s) of UAV flight 1 at a distance of 0-60 m from the fuselage 3 of the carrier aircraft is provided, in contrast to the prototype, where this time is longer for the flight time under the fuselage 3 of the carrier aircraft. The short time spent by UAV 1 near the fuselage 3 of the carrier aircraft reduces the likelihood of damage to the carrier aircraft when the control system of the UAV 1 or the accelerating propulsion system 7 fails. Additionally, unlike the prototype, there is no parallel flight section of the UAV 1 under the fuselage 3 of the carrier aircraft, bringing to a high-altitude flight path, provides a reduction in the time of removal and fuel supply necessary for the operation of an accelerating propulsion system 7.

Claims

Беспилотный летательный аппарат, содержащий узлы для крепления на пусковое устройство самолета-носителя вдоль фюзеляжа, систему управления его положением в автономном полете, полезную нагрузку и разгонную двигательную установку, отличающийся тем, что снабжен импульсными реактивными двигателями для создания импульса вращения вокруг поперечной оси, проходящей через центр тяжести беспилотного летательного аппарата, с увеличением угла тангажа, и компенсации этого импульса вращения.An unmanned aerial vehicle containing units for mounting on the launcher of a carrier aircraft along the fuselage, a system for controlling its position in autonomous flight, a payload and an accelerating propulsion system, characterized in that it is equipped with pulse jet engines to create a rotation pulse around a transverse axis passing through the center of gravity of an unmanned aerial vehicle, with increasing pitch angle, and compensation for this rotation impulse.